Азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығы нормаларын белгілеу туралы

Қазақстан Республикасы Үкіметінің 2007 жылғы 6 қыркүйектегі N 779 Қаулысы. Күші жойылды - Қазақстан Республикасы Үкіметінің 2011 жылғы 26 шілдедегі N 859 Қаулысымен

      Ескерту. Күші жойылды - ҚР Үкіметінің 2011.07.26 N 859 (алғашқы ресми жарияланған күнінен бастап қолданысқа енгізіледі) Қаулысымен.

      "Азаматтық авиацияны мемлекеттік реттеу туралы" Қазақстан Республикасының 2001 жылғы 15 желтоқсандағы Заңының 4-бабына сәйкес Қазақстан Республикасының Үкіметі ҚАУЛЫ ЕТЕДІ :

      1. Қоса беріліп отырған азаматтық әуе кемелерінің жарамдылығы нормалары белгіленсін.

      2. Осы қаулы қол қойылған күнінен бастап қолданысқа енгізіледі.

      Қазақстан Республикасының
      Премьер-Министрі

                                          Қазақстан Республикасы
                                                Үкіметінің
                                          2007 жылғы 6 қыркүйектегі
                                               N 779 қаулысымен
                                                     бекітілген

Азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығының нормалары

1-бөлім. Жалпы ережелер

      Осы әуе кемелерінің ұшу жарамдылығының авиация техникасының осы заманғы жетістіктерін және оны пайдалану тәжірибесін ескере отырып, азаматтық әуе кемелерінің ұшу қауіпсіздігінің деңгейін арттыру мақсатында әзірленді және әуе кемелерінің конструкциясына, өлшемдері мен ұшу сапасына және оның компоненттеріне қойылатын негізгі талаптарды белгілейді.
      Осы азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығының Нормалары мемлекеттік және салалық стандарттарды, техникалық тапсырмалар мен азаматтық авиация техникасы жөніндегі техникалық шарттарды әзірлеу кезінде мемлекеттік техникалық талаптар болып табылады. Азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығы нормаларының талаптары авиация техникасын жобалау, өндіру, сынау, сертификаттау және жөндеу кезінде олардың меншік нысанына қарамастан Қазақстан Республикасы мемлекеттік органдарының (ведомстволарының), кәсіпорындарының, ұйымдары мен мекемелерінің орындауы үшін міндетті.

1. Негізгі айқындамалар

      1. Осы азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығының Нормаларында мынадай терминдер мен айқындамалар қабылданды:

      1) азаматтық әуе кемелерінің ұшу жарамдылығының Нормалары (бұдан әрі - Нормалар) - ұшу қауіпсіздігіне қамтамасыз етуге бағытталған әуе кемесінің конструкциясына, өлшемдері мен ұшу сапасына және оның компоненттеріне қойылатын мемлекеттік техникалық талаптар бар құжат;

      2) уәкілетті орган - өз құзырет шеңберінде азаматтық авиация саласындағы мемлекеттік саясатты, Қазақстан Республикасының азаматтық және эксперименталдық авиация қызметіне мемлекеттік бақылау мен қадағалауды, үйлестіру мен реттеуді және әуе кеңістігін пайдалануды жүзеге асыратын мемлекеттік басқару органы;

      3) азаматтық ұшақтардың ұшу жарамдылығының нормалары жөніндегі комиссия - уәкілетті органның Қазақстан Республикасында әуе кемелерінің ұшу жарамдылығын үнемі жетілдіру жөнінде ұсыныстар әзірлейтін консультативті-кеңесу органы;

      4) әуе кемесі (бұдан әрі - ӘК) - жер (су) бетінен тойтарылған ауамен өзара әрекеттен айырмасы бар, оның ауамен өзара әрекеті есебінен атмосферада қалықтайтын ұшу аппараты;

      5) азаматтық авиация техникасының үлгісі - ӘК, қозғалтқыш немесе өзге де авиациялық жабдық;

      6) тапсырыс беруші - азаматтық ӘК-ге тапсырыс беруші және (немесе) оны пайдаланушы Қазақстан Республикасының министрліктері мен ведомстволары;

      7) орындаушы (дайындаушы) - ұшақтарды, қозғалтқыштар мен жабдықтарды жобалауды, тәжірибе үшін жасауды және сериялық шығаруды жүзеге асырушы ұйым, кәсіпорын;

      8) сертификаттау - ӘК типінің, оның қозғалтқыштары мен жабдығының осы Нормаларға сәйкестілігін белгілеу;

      9) типтің ұшу жарамдылығының сертификаты - азаматтық ӘК типінің, қозғалтқышының, жабдығының осы Нормаларға сәйкестілігін куәландыратын құжат;

      10) сәйкестілік кестесі - талаптарына ӘК-сі түрлерінің, қозғалтқышының, жабдығының осы Нормалардың сәйкестілігі туралы куәландыратын негізгі құжат;

      11) ұшу жарамдылығының сертификаты - уәкілетті орган азаматтық әуе кемелерінің Нормаларға сәйкестігін куәландыратын типтің ұшу жарамдылығының сертификаты негізінде берген құжаты;

      12) ұшу жарамдылығының экспорттық куәлігі - ӘК данасының дайындаушы мемлекеттің немесе ӘК тізілімде тұрған тіркеу мемлекетінің ұшу жарамдылығы нормаларының талаптарына сәйкестігін куәландыратын құжат;

      13) бұйымдардың жарамдылығы туралы куәлік - қозғалтқыш немесе жабдық типінің осы Нормаларға сәйкестілігін куәландыратын құжат;

      14) типтік конструкция - осы Нормаларға сәйкестілігі зауыт, мемлекеттік пен пайдалану сынақтарының нәтижелері бойынша белгіленген ұшақтың конструкциясы;

      15) ұшу жарамдылығы - азаматтық әуе кемесінің азаматтық ӘК-нің ұшу-техникалық сипаттамаларына, өлшемдеріне және ұшу сапаларына жауап беретін техникалық жай-күйі;

      16) әуе кемесінің ұшуы - ӘК-нің ұшу кезінде екпіндеуінен бастап (тік ұшу кезінде жер немесе су бетінен көтерілуі) жүрісі аяқталғанға (ұшу-қону жолағын аялдаусыз босату) немесе тік қону кезінде жер (су) бетіне жанасқанға дейінгі жер (су) бетімен және әуе кеңістігіндегі қозғалысы;

      17) ерекше жағдай - қолайсыз факторлардың немесе олардың үйлесімдерінде ықпал етуі нәтижесінде ұшуда туындайтын және ұшу қауіпсіздігін төмендетуге әкелетін жағдай;

      18) ұшу жағдайларының қиындауы - экипажға психофизиологиялық жүктелімнің елеусіз көтерілуімен немесе орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларының немесе ұшу сипаттамаларының елеусіз нашарлауын сипаттайтын ерекше мән-жай;

      19) күрделі жағдай - экипажға психофизиологиялық жүктелімнің елеулі көтерілуімен немесе орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларының немесе ұшу сипаттамаларының елеулі нашарлауын не пайдалану шектеулерінен тыс ұшудың бір немесе бірнеше өлшемдерінің, бірақ шекті шектеулерге және/немесе есептік жағдайларға жетпей шығуын сипаттайтын күрделі жағдай;

      20) авариялық жағдай - экипажға психофизиологиялық жүктелімнің елеулі көтерілуімен немесе орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларының немесе ұшу сипаттамаларының елеулі нашарлауын сипаттайтын не шекті шектеулерді және/немесе есептік жағдайларға жетуге әкелетін ерекше жағдай;

      21) апаттық жағдай - ол туындаған кезде адамдардың қаза болуын алдын алу нақты мүмкін болмайтын ерекше жағдай;

      22) пайдаланудың күтілетін жағдайлары - осы Нормаларда айқындалған есептік жағдайлар, пайдалану шектеулері мен оны сертификаттау кезінде ӘК-нің осы типі үшін белгіленген ұшудың ұсынылатын режимдері;

      23) шекті шектеулер - қандай да болмасын жағдайларда олардан тыс шығуға жол берілмейтін ұшу режимдерінің шектеулері;

      24) пайдалану шектеулері - ұшақты пайдалану процесінде олардың шектерінен әдейі шығуға жол берілмейтін өлшемдердің жағдайлары, режимдері мен мәндері;

      25) ұсынылатын ұшу режимдері - ӘК-ні ұшу пайдалануы жөніндегі Басшылықта белгіленген пайдалану шектеулері шегіндегі ұшу режимдері;

      26) ұшақтың функционалдық жүйесі - тапсырылған жалпы функцияларды орындауға арналған өзара байланысты бұйымдар жиынтығы;

      27) істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығу) - осы жай-күйге әкелген себептерге қарамастан оның функциясының белгілі бір бұзылуымен сипатталатын жалпы жүйенің жұмысқа қабілетсіз жай-күйінің түрі.

2. Нормалардың ережелерін сыныптау

      2. Осы Нормалар мынадай міндетті Нормаларды, ұсынымдар мен көмекші мәліметтерді қамтиды:

      1) міндетті Нормалар (бұдан әрі - Нормалар) - ұшақтың, қозғалтқыш пен жабдықтың, олардың конструкцияларының сипаттамаларына, материалдарға, сынақтарына, қолданыстағы Нормаларды пайдалану тәртібіне қойылатын талаптар. Нормаларды біркелкі қолдану мен бір мәнді түсіндіру ұшулардың қауіпсіздігін қамтамасыз етудің қажетті, ал оларды сақтау - міндетті шарт ретінде танылады;

      2) ұсынымдар - ұшақтың, қозғалтқыш пен жабдықтың, олардың конструкцияларының сипаттамаларына, материалдарға, сынақтарына жататын ережелер.
      Ұсынымдарды біркелкі қолдану ұшуларды қамтамасыз ету үшін қалаулы, ал оларды сақтау - ұсынылатын шарттар ретінде танылады;

      3) көмекші мәліметтер - Нормалар мен ұсыныстар болып табылмайтын және әртүрлі нақты деректер мен анықтамалық ақпаратты қамтитын көмекші мәліметтер.

3. Осы Нормалардың мақсаттылығы мен қолданылуы

      3. Осы Нормалар жолаушыларды, почтаны және жүктерді тасымалдауға арналған дыбысқа дейінгі азаматтық құрлық ұшақтарын қамтиды.

      4. Нормалар айтылған арнайы мақсаттарға арналған (жүк тасушы, ауыл шаруашылығы, санитарлық, жаттығу, спорттық және т.б.) ұшақтарға қойылатын талаптарды қолдану дәрежесін уәкілетті орган айқындайды.

      5. Осы Нормалардың күші импорт пен экспортқа арналған азаматтық ұшақтарға, олардың қозғалтқыштары мен жабдығына (осы Нормалардың 3-тармағын ескере отырып) қатысты болады.

      6. Нормадан шегіністер, егер жекелеген Нормалардың орындалмауы ұшу жарамдылықтың баламалы деңгейін қамтамасыз ететін, белгіленген тәртіппен сертификатталған және Орындаушы мен Тапсырыс беруші қабылдаған басқа да шаралармен өтелсе, уәкілетті орган лайық деп тануы мүмкін.

      7. Егер қолданыстағы Норма талаптары азаматтық авиация техникасының типтері нұсқасының, оның сынақтарының бағдарламаларының немесе әдістерінің және т.б. қандай да бір сандық немесе сапалық сипаттамаларын уәкілеттік органмен келісуді көзделсе, онда осындай келісуді тікелей уәкілетті орган немесе ол тағайындаған (өкілдік берген) ұйым жүргізеді.

4. Ұшақтарды, қозғалтқыштар мен жабдықты сертификаттауға қойылатын жалпы талаптар

      8. ӘК-ні, қозғалтқыштар мен жабдығын сертификаттау азаматтық әуе кемелерін сертификаттау ережесіне сәйкес белгіленген тәртіппен жүргізіледі.

      9. Сертификатталуға:

      1) қозғалтқыштарымен және жабдығымен бірге ұшақ;

      2) ұшаққа орнатқанға дейін қозғалтқыштар;

      3) ұшаққа орнатқанға дейін жабдық жатады.
      Ұшақты (оның қозғалтқыштарымен және жабдығымен бірге) ұшақтың осы Нормаларға сәйкестілігі белгіленеді.
      Қозғалтқыштарды тексеру кезінде олардың осы Нормалардың 92-128 және 203-235 тарауларында айтылған талаптарға сәйкестілігі белгіленеді.
      ТВҚ сертификаттау кезінде олардың осы Нормалардың 92-128 және 236-260 тарауларында айтылған талаптарға сәйкестілігі белгіленеді.
      Жабдықты сертификаттау кезінде олардың осы Нормалардың 164-202 тарауларында қосымшаларда айтылған талаптарға сәйкестілігі белгіленеді.

      10. Қозғалтқыштарымен және жабдығымен бірге ұшақтың мынадай сынақ түрлерінен:

      1) зауыттық;

      2) мемлекеттік;

      3) пайдалану;

      4) қосымша және/немесе бақылау (қажетті жағдайларды) өтуге тиіс.

      11. Ұшақтың, қозғалтқыш пен жабдықтың Нормаларға сәйкестілігі оларға қойылатын талаптар Нормалардың тиісті баптарында регламенттелген есептердің, моделдеудің, зертханалық, стендік, жер үсті мен ұшу сынақтарының нәтижелерінің негізінде, сондай-ақ пайдалану тәжірибесін талдау негізінде белгіленуге тиіс. Орындаушы мен Тапсырыс беруші Нормалардың талаптарына ұшақтың, қозғалтқыш пен жабдықтың сәйкестілігін белгілейді.

      12. Дайындаушы уәкілетті органға осы Нормаларға ұшақтың, қозғалтқыш пен жабдық типінің сәйкестілігін растайтын құжаттар мен материалдарды қоса бере отырып, Сәйкестілік кестесін ұсынуға міндетті.

      13. Егер зауыттық, мемлекеттік және/немесе пайдалану сынақтарының нәтижелері бойынша бұл типтегі ұшақтың осы Нормалардың талаптарына сәйкестілігі белгіленсе, уәкілетті орган Орындаушы мен Тапсырыс берушінің ұсынымы бойынша Ұшу жарамдылық сертификатын береді.

5. Ұшу жарамдылығына қойылатын жалпы талаптар

      14. Осы Нормаларда мыналарды орнатады:

      1) ұшақтың ұшу жарамдылығына мемлекеттік талаптарды;
      Мемлекеттік белгілеген ұшақтың ұшу жарамдылығының деңгейіне осы Нормалардың барлық талаптарын орындаумен қол жеткізеді;

      2) ерекше жағдайлардың пайда болуына әкелетін және ұшақтың ұшу жарамдылығын бағалаған кезде қарауға жататын факторлар (жағдайлар мен себептер) осы Нормалардың тиісті тармақтары мен бөлімдерінде көрсетіледі.
      Ерекше қауіптілік дәрежесі бойынша:
      ұшу жағдайларын қиындатуға;
      күрделі жағдайға;
      авариялық жағдайға;
      апаттық жағдайға бөлінеді;

      3) ұшу жағдайларын қиындату:
      экипажға психофизиологиялық жүктелімнің елеусіз көтерілуімен немесе тұрақтылығы мен басқарылу сипаттамаларының немесе ұшу сипаттамаларының елеусіз нашарлауын сипаттайтын ерекше жағдай;
      Ұшу жағдайларын қиындату ұшу жоспарын дереу немесе алдын ала көзделмеген өзгерту қажеттілігіне әкелмейді және оның сәтті аяқталуына кедергі жасамайды;
      Ұшу жағдайларын қиындатқан кезде ҰПБ нұсқауларына сәйкес (жоғарыда көрсетілген белгілерді сақтаған кезде) ұшу жоспарын өзгертуге рұқсат беріледі;

      4) Күрделі жағдайдың авария немесе апатқа ауысуын болдырмауы экипаж мүшелерінің (ҰПБ-ға сәйкес) уақтылы және дұрыс әрекетімен, оның ішінде дереу ұшудың жоспарын, профилін және режимін өзгертумен қамтамасыз етілуі мүмкін;

      5) оқиғаның туындау жиілігі бойынша (істен шығулар, істен шығу жай-күйлер, ерекше жағдайлар, сыртқы ықпал етулер) қайталамаларға, баяу ықтималға, аз ықтималға, ең аз ықтималға, іс жүзінде мүмкін емес болып бөлінеді;
      Оқиғалар туындаудың ықтималдарын сандық бағалау қажет болған кезде қаралып отырған оқиғаның сипатына қарай не ұшудың бір сағатына, не бір ұшуға жатқызылған ықтималдардың мынадай мәндері пайдаланылуы тиіс:
      қайталамалар -10-3 астам;
      баяу-ықтималдар - 10-3 - 10-5 диапозонында;
      аз ықтимал -10-5 - 10-7 диапозонында;
      ең аз ықтимал -10-7 - 10-9 диапозонында;
      іс жүзінде мүмкін емес - 10-9 кем;

      6) жүйенің нақты істен шығу жай-күйі, егер осындай істен шығулар жалпы жүйенің жұмыс қабілетіне әрбір жағдайда бірдей нәтижелі әсер етсе, жекелеген элементтердің істен шығулар сияқты осы істен шығуларының комбинацияларының салдары болып табылуы мүмкін.

      15. Ұшу жарамдылығының белгіленген деңгейіне қол жеткізу үшін пайдаланудың күтілетін жағдайларында Нормалардың осы және кейінгі баптарында айтылған барлық талаптарды орындау қажет.

      16. Пайдаланудың күтілетін жағдайлары:

      1) Мына сыртқы ортаның жай-күйінің өлшемдері мен ұшаққа оның ықпал ету факторларын:
      барометрлік қысымы, ауаның тығыздығы, температурасы және ылғалдылығын;
      желдің бағыты мен жылдамдығы, ауаның деңгейлес және сатылас екпінділіктері мен олардың градиенттерін;
      атмосфералық электрдің әсер етуі, мұздануы, бұршақ, қар, жаңбыр, құстар;

      2) мына пайдалану факторларын:
      ұшақ экипажының құрамын;
      әуеайлақтың класы мен санатын, ШҚЖ-ның өлшемдері мен жай-күйін;
      ұшақтың барлық көзделген конфигурациялары үшін салмағы мен орта кіндігін;
      қозғалтқыштардың жұмыс істеу режимдері мен белгілі бір режимдерде жұмыс істеу ұзақтылығын;
      ұшақты қолдану ерекшеліктерін (жазық, таулы және тұспал жоқ жерде, биік кеңшіліктерде, топырақты әуе айлақтарда ұшуды көру жағдайларында немесе приборлар бойынша орындау);
      әуе трассаларының, желілерінің және бағыттарының сипаттамаларын;
      ұшу қауіпсіздігін қамтамасыз ету жердегі құралдарының құрамы мен сипаттамасын;
      ұшқан және қонған кезде ауа-райының жақсы болуын;
      қолданылатын отынды, майды, қосымдыны және басқа жұмсалатын техникалық сұйықтықтар мен газдарды;
      техникалық қызмет көрсетудің кезеңділігі мен түрлерін, тағайындалған ресурсты, ұшақ қызметінің мерзімі мен оның функционалдық жүйелерін;

      3) ұшудың өлшемдерін (режимдерін):
      ұшудың биіктігін;
      деңгейлес және сатылас жылдамдылықты;
      жүктелімдерді;
      әсер ету, сырғу, крен және тангаж бұрыштарын;
      ұшақтың көзделген конфигурациялары үшін осы өлшемдердің үйлесімдерін қамтиды.
      Қажетті жағдайларда пайдаланудың күтілетін шарттарына ұшақтың нақты үлгісін қолдану ерекшеліктерімен айқындалатын басқа да деректерді қамтиды. Пайдаланудың күтілетін жағдайлары ұшақты пайдаланудың шектеулері, жағдайлары мен әдістері ретінде оның пайдалану құжаттамасына енеді.
      Ескерту. Пайдаланудың күтілетін жағдайларының өлшемдері жиынтығын қарау кезінде ерекше жағдайларды талдау үшін олардың бір мезгілде пайда болу мүмкіндігі ескерілуге тиіс.

      17. Пайдалану мен шекті шектеулерді Дайындаушы сыртқы ықпал етулер мен функционалдық істен шығулар мүмкіндігін, ұшақ сипаттамасын, ұшу дәлдігін, сондай-ақ борттық приборлар мен жабдықтың қателіктерін ескере отырып, белгілеуге тиіс.

      18. Пайдалану шектеулері ұшу мен жердегі персонал тарапынан бақылау мүмкіндігін қамтамасыз ететін түрде пайдалану құжаттамасының (ұшуды пайдалану жөніндегі басшылықтың - ҰПБ, Техникалық пайдалану жөніндегі басшылықтың - ПБ, Техникалық қызмет көрсету регламентінің - ҚР) тиісті бөлімдерінде көрсетілуі тиіс.
      Шекті шектеулер туралы ақпарат ҰПБ-да келтіріледі.

      19. Табиғи ескертуші белгілер болмаған немесе жеткіліксіз болған жағдайда ұшу кезінде экипажды пайдалану шектеулерін жақындағанын немесе жеткенін ескертуді қамтамасыз ететін жасанды құралдармен жабдықталуға тиіс. Егер ұшақтың сипаттамалары, табиғи белгілері мен жасанды құралдары тиімді ескертуді қамтамасыз етпесе, онда ұшақ шекті шектеулерден тыс әдейі емес шығуын болдырмайтын арнайы құрылғылармен жабдықталуы тиіс.
      Ескертулер. 1. Экипажды пайдалану шектеулердің жақындағанын немесе жеткенін ескертуші құралдарға:

      1) рұқсат берілетін диапозондарды бөле отырып, көрсеткіштер шкалаларына белгі қою;

      2) тактильдік, жарық пен дыбыс дабыл берушілер және т.б. жатады.

      2. Шекті шектеулерден тыс әдейі емес шығуды болдырмайтын арнайы құрылғыларға:

      1) күштерді және иінтіректер мен басқару органдарын өзгерту тетіктері;

      2) датчиктар немесе шекті режимдерді есептеуіштердің және т.б. сигналдары бойынша басқару органдарының автоматты ауытқу құрылғылары жатады.

      3. Приборлардан тікелей жақындықта осы приборлар бақылайтын өлшемдердің пайдалану шектеулерінің диапозонын белгілей отырып, жазбаларды (кестелерді) белгілеу ұсынылады.

      20. Пайдалану шектеулерін тыс шыққаннан кейін (шекті шектеулерден аспай) ұшақтың пайдалану шектеулеріне немесе ұсынылатын режимдерге қайтуы экипаждан ерекше кәсіби шеберлікті, шектен тыс күштерді қолдануды және (немесе) ұшудың керемет тәсілдерін талап етуі тиіс емес.

      21. ҰПБ-ға сәйкес экипаждың әрекеті кезінде пайдаланудың күтілетін жағдайларында:

      1) апаттық жағдайдың туындауына әкелетін кез келген істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығуы) іс жүзінде мүмкін емеске қарағанда жиі емес оқиға ретінде бағаланатын немесе істен шығу жай-күйлерінен (функционалдық істен шығуларынан) туындаған жиынтық мүмкіндігі ұшудың бір сағатына 10-7-ге сәйкес мәнінен жалпы ұшақ үшін аспайтын;

      2) істен шығу жай-күйлерінен (функционалдық істен шығуынан) пайда болған апаттық мән-жай туындауының жиынтық мүмкіндігі ұшақ үшін ұшудың бір сағатына 10-6-дан аспайтын; бұл ретте апаттық жағдайдың туындауына әкелетін кез келген істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығу) іс жүзінде мүмкін емеске қарағанда жиі емес оқиға ретінде бағаланатын;

      3) істен шығу жай-күйлерінен (функционалдық істен шығуынан) пайда болған қиын жағдайдың туындауының жиынтық мүмкіндігі ұшақ үшін ұшудың бір сағатына 10-6-дан аспайтын; бұл ретте апаттық жағдайдың туындауына әкелетін кез келген істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығу) іс жүзінде мүмкін емеске қарағанда жиі емес оқиға ретінде бағаланатын болып ұшақ жобалануы және құрастырылуы тиіс.
      Олардың туындауына әкелетін ұшу жағдайларының барлық қиындықтары мен істен шығу жай-күйлері (функционалдық істен шығулары) ұшудағы экипаждың іс-қимылы бойынша тиісті ұсынымдарды пысықтау үшін талдауға жатады.
      1-ескерту. Ерекше жағдайлардың туындау мүмкіндіктерінің мәндері үлгілік ұшудың ұзақтығын ескере отырып, есептелуі тиіс.
      2-ескерту. Ерекше жағдайларды талдау функционалдық жүйелердің өзара әсерін ескере отырып, жүргізілуі тиіс.
      3-ескерту. Ұшу жағдайларын қиындатуға әкелетін кез келген істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығу) қайталанатын оқиғаларға жатпайтындай болғаны жөн.

      22. Функционалдық жүйенің істен шығуының жай-күйі (функционалдық істен шығу) мынадай жағдайлардың біреуі орындалса нақты мүмкін емес оқиғаға жатқызылуы мүмкін:

      1) көрсетілген жағдай тәуелсіз жалғаспалы істен шығудың екі және одан да көп үйлесімі болып табылады және ұшудың бір сағатына 10-9-дан кем ықтималымен пайда болады;

      2) көрсетілген жай-күй нақты механикалық істен шығудың (бұзылу, сыналану) салдары болып табылады және Дайындаушы іс жүзінде схема және шынайы конструкцияны, пайдаланудың ұзақ кезеңі үшін осындай конструкцияларды статистикалық бағалау материалдарын, сондай-ақ тағайындалған ресурстың шегінде сертификатталған объектіні пайдаланған кезде осы Нормаларда белгіленген тиісті талаптарды ескере отырып, және техникалық қызмет көрсетудің белгіленген мерзімдері мен тәртібіне сәйкес мықтылығын, төзімділігін және өміршеңдігін талдау арқылы осындай жай-күйдің туындауының нақты мүмкін еместігін негіздейді.
      Ескерту. Егер сертификаттау кезінде істен шығу жай-күй (функционалдық істен шығуы) іс жүзінде мүмкін емес оқиғалардың санатына жататыны көрсетілсе, онда осындай оқиға осы Норманың 20-тармағы бойынша ерекше жағдайлардың одан әрі талдауынан алынып тасталуы мүмкін.

      23. Апаттық жағдайды туындататын істен шығу жай-күйіне (функционалдық істен шығуына) қолданбалы ұшақтың осы Норманың 21-тармағының талаптарына сәйкес келетіндігін дәлелдеу үшін мынадай талаптардың біреуі қосымша орындалуы тиіс:

      1) бар тәжірибе осы істен шығу жай-күйін ең аз ықтимал екендігін немесе

      2) екі және одан да көп тәуелсіз жалғаспалы істен шығулардың нәтижесінде туындайтын істен шығу жай-күйі немесе

      3) осы Норма 22-тармағының 2) тармақшасының талабы орындалды деп санауға мүмкіндік береді.

      24. Егер істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығуы) қиын немесе апаттық жағдайдың туындауына әкелген және іс жүзінде мүмкін емес санатына жатқызылмаған жағдайда экипаж ҰПБ-да нұсқама берілген әрекеттерді орындау үшін істен шығудың уақтылы табу мүмкіндігімен қамтамасыз етілуі тиіс.
      Ескерту. Экипаж істен шығуды уақытылы табуы мүмкіндігін қамтамасыз ету үшін бақылауда болатын өлшемдер ретінде Нормаланған мәнінен ауытқуы істен шығудың туындауымен ілеспейтін, ал оның жақындағанын ескертетін өлшемдерді таңдау ұсынылады.

      25. Егер істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығуы) қиын немесе авариялық жағдайдың туындауына әкелген және іс жүзінде мүмкін емес санатына жатқызылмаған жағдайда ҰПБ авариялық жағдайдың апатқа ауысуын болдырмау үшін экипаж барлық мүмкін шараларды қабылдауға жағдай жасайтын ұсынымдарды қамтуы тиіс.
      Көрсетілген ұсынымдар мүмкіндігінше ұшу сынақтарында тексерілуі тиіс. Ұшу тексерісі ұшақтың бұзылуымен, қатердің ерекше жоғары дәрежесімен байланысты немесе көпе-көрнеу орынсыз болған жағдайларда әзірленген ұсынымдар конструкциясы бойынша сертификатталуға жақын басқа ұшақтардың пайдалану тәжірибесін талдау нәтижелерімен, сондай-ақ тиісті зертханалық, стендтік сынақтардың, моделдеу мен есептердің нәтижелерімен расталуы тиіс.

      26. Егер істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығуы) қиын немесе қиын жағдайдың туындауына әкелген және іс жүзінде мүмкін емес санатына жатқызылмаған жағдайда ҰПБ экипажға осы жағдайда ұшуды аяқтау жөнінде нұсқауларды қамтуы тиіс.
      Қиын жағдайлардағы іс-қимыл бойынша ҰПБ-ның нұсқаулары ұшу сынақтарында тексерілуге тиіс және қайтуы экипаждан ерекше кәсіби шеберлікті, шектен тыс күштерді қолдануды және (немесе) ұшудың керемет тәсілдерін талап етуге тиіс емес.

      27. Егер істен шығудың жай-күйі (функционалдық істен шығуы) қиын немесе ұшу жағдайларын қиындатудың туындауына әкелген жағдайда ұшуды пайдалану жөніндегі басшылық экипажға ұшуды жалғастыру, жүйелерді пайдалану тәсілдері мен ұшуда ақауларды тәсілдеу жөніндегі нұсқауларды қамтуға тиіс.
      Егер, бұл ретте, істен шығу жай-күйі (функционалдық істен шығуы) ұшуға әсер етсе, онда ҰПБ-ның ұсынымдары ұшу сынақтарымен тексерілуге тиіс.

      28. Ұшақта кемінде екі қозғалтқыш (марштардың) болуы тиіс.
      Күштік қондырғы мен қозғалтқыштың (отынды, май, электр және т.б.) жұмыс істеуін қамтамасыз етуші жүйелерінің кез келген істен шығуы кемінде бір қозғалтқыштың істен шығуына әкелуі тиіс емес.

      29. Басқару жүйелері сипаттамасының крейсерлік ұшу биіктігінде барлық қозғалтқыштардың жалғаспалы істен шығуы мен өздігінен ажыратылуы, сондай-ақ ұшақтың сипаттамасы төмендеуді, түзеуді және жерге қонуды (суға қонуды) орындау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
      Ескерту. Бұл жағдайда қозғалтқыштардың сыналану типінде істен шығуы қаралмайды.

      30. Ұшақ экипажының құрамы (экипаж мүшелерінің саны мен олардың кәсіби құрамы) ҰПБ-да барлық ұйғарылған операциялардың ұшудың әрбір кезеңіндегі уақытының ішінде орындалуын қамтамасыз етуге тиіс, бұл ретте ұшуға жіберілген тұлғаның саны кем дегенде екеу болуы тиіс. Экипаж кабинасында ұшудың барлық кезеңдерінде олардың кез келгені ұшу мүмкіндігін қамтамасыз ететін кем дегенде екі жұмыс орны болуға тиіс.

      31. Марштық қозғалтқыштарда орнатылған электр энергиясының генераторлары істен шыққан кезде ұшу, межелі әуе айлағына немесе ең жақын әуе айлағына, оның ішінде:

      1) ұшақтың ұшуы мен навигациясы;

      2) тыныс-тіршілігін қамтамасыз ету мен өрт сөндіру жүйелерінің жұмыс істеуі;

      3) пайдалану шектеулердің жақындағаны немесе жеткені туралы экипажды ескертуші құралдардың жұмыс істеуі;

      4) сыртқы мен ішкі кабиналық байланысты жүргізуі;

      5) экипаж кабинасы мен жолаушылар салондарын авариялық жарықтандыруы;

      6) ұшу ақпаратын жинақтау жүйесінің жұмыс істеуі үшін ҰПБ-ға сәйкес ұшу мен қонуды қауіпсіз жалғастыру үшін қажетті ұшақта электр энергиясын қабылдағыштарының қызметі қамтамасыз етілуге тиіс.

      32. Ұшу жарамдылығының жалпы талаптарына ұшақтың сәйкестілігін айқындаған кезде сәйкестілік кестесін; пайдалану құжаттамасын; ұшақтың конструкциясына және оның функционалдық жүйелеріне салынған негізгі қағидаттарын, сондай-ақ нақты конструкцияда осы қағидаттарды жүзеге асыру тәсілдерін сипаттауын; ұшу жарамдылығымен шарттасқан қиын, авариялық пен апаттық жағдайдың туындаудың ықтимал себептері мен мүмкіндіктерін талдау нәтижелерін; осы Нормаларда айтылған талаптарға ұшақтың сәйкестілігін растайтын есептердің, сондай-ақ ұшақ пен оның функционалдық жүйелерінің стендтік, зертханалық және ұшу сынақтарының нәтижелерін; осындай үлгідегі ұшақтарды және олардың модификацияларын пайдалану тәжірибесін талдау нәтижелерін; ұшаққа техникалық қызмет көрсету технологияны талдау нәтижелерін пайдалану қажет.

6 . ӘК-нің ұшу пайдаланылу жөніндегі басшылыққа қойылатын жалпы талаптар

      33. Ұшу пайдалану жөніндегі басшылықта шектеулерді, ұсынымдарды және ұшу пайдаланылу мен ұшу техникасы жөніндегі басқа мәліметтер болуы және

      1) жалпы ережелерді;

      2) шектеулерді;

      3) ұшудың ерекше жағдайларындағы әрекетті;

      4) пайдаланудың қалыпты ережелерін;

      5) ұшу-техникалық сипаттамаларды;

      6) қосымшаларды қамтуы тиіс.
      Ескерту. Ұшу пайдалану жөніндегі басшылық бөлімдерінің нақты конструкциясы, атауы мен жалғаспалы мазмұндау қолданыстағы Нормативтік құжаттарға сәйкес айқындалады.

      34. Ұшу пайдалану жөніндегі басшылық осы Нормаларға, Үлгінің ұшу жарамдылығының сертификатына, Техникалық сипаттамасына, Техникалық қызмет көрсету регламентіне және ұшақтың техникалық пайдалану жөніндегі басшылығына, сондай-ақ ұшуларды орындау ережелері мен ұшақтардың қозғалысын ұйымдастыруды, осы үлгідегі ұшақтарды пайдалану көзделген қолданыстағы әуе желілері мен әуе айлақтарында метеорологиялық және әуе айлақтық қамтамасыз етуді айқындайтын жалпы мақсаттағы құжаттарға сәйкес келуі тиіс.

      35. Ұшуларды орындауға және экипаждың әрекетіне қатысты, оның ішінде ерекше жағдайлар туындаған кезде ұшу пайдалану жөніндегі басшылықтың нұсқаулары мен ұсыныстары осы Норманың 25-27 тармақтарын ескере отырып, ӘК-нің тиісті ұшу сынақтарының нәтижелерімен расталуы тиіс.

      36. ҰПБ-ның нұсқаулары мен ұсыныстары айқын және қысқа тұжырымдалуы тиіс және оларды екі жақты түсіндірмейтін мүмкіндікке жол берілмеуге тиіс. ҰПБ-да терминология мен белгілерді осы Нормаларға сәйкес қолдану ұсынылады.

7. Ұшақтың ұшу сипаттамалары, орнықтылығы және басқарылуы

      37. 7-11 және 13-22 тарауларда штурвалдық режимде орнықтылық пен басқарылудың сипаттамаларына, ұшу сипаттамаларына және орнықтылық пен басқарылу сипаттамаларына әсер етуші барлық қозғалтқыштар қалыпты жұмыс істеген және қозғалтқыштар істен шыққан кезде, барлық жүйелер мен агрегаттар қалыпты жұмыс істеген кездегі, сондай-ақ баптың тиісті тармақтарында ескерілген олар істен шыққан кездегі талаптар мен ұсыныстар баяндалады. Бұдан өзге әсер етуінің үлкен бұрыштарында ұшақ сипаттамаларына қойылатын талаптар баяндалған. 3-бөлімнің талаптарын орындаумен ҰПБ-ға сәйкес ұшақты ұшыру кезінде пайдаланудың күтілетін жағдайларында (бұдан әрі - ПКЖ) ұшу сипаттамаларының және орнықтылық пен басқарылу сипаттамаларының бөлігінде ұшақтың ұшу жарамдылығы қамтамасыз етіледі.

      38. 3-бөлімде айтылған талаптарға сәйкестілік сынақтарды тікелей өткізген кезде алынған нәтижелер немесе осы сынақтардың нәтижелерін қайта шығаратын сияқты сондай дәлдікті қамтамасыз ететін сынақтардың нәтижелеріне негізделген ұшақты сынақтардан өткізу және есептеу жолымен белгіленуі тиіс.

      39. Ұшу сипаттамаларына, сондай-ақ 3-бөлімде қаралмаған орнықтылық пен басқарылу сипаттамаларына әсер ететін функционалдық жүйелердің істен шығулары 2-бөлімнің талаптарына сәйкес олардың пайда болуын ескере отырып, бағалануы тиіс.

      40. Ұшақты пайдалану үшін қажетті ұшу сипаттамалары, орнықтылық пен басқарылу сипаттамалары туралы мәліметтер, сондай-ақ ұшу мен ОУЭ әдістері шектеулерді, ұсынылатын ұшу режимдерін, қозғалтқыштар, әртүрлі жүйелер мен агрегаттар жұмысының режимдерін және пайдалану үшін ұшудың барлық көзделген жағдайларында ұшқыштың әрекетін оңай айқындауға мүмкіндік беретін түрде ұшудың барлық кезеңдері үшін ҰПБ-да баяндалуы тиіс.
      ҰПБ ең жоғары рұқсат етілетін шарықтау (қону) салмағын және ұшақтың шарықтау (қону) сипаттамаларын, сондай-ақ ПКЖ байланысты бағыт бойынша ұшу сипаттамаларын оңай және тез белгілеуге мүмкіндік беретін (номограммалар, кестелер және графиктер түрінде) материалдарды қамтуы тиіс.

      41. Ұшудың барлық кезеңдерінде ҰПБ-да белгіленген пайдалану шектеулерінен тыс еріксіз шығуына ықпал ететін ерекшеліктерге ие болуы тиіс емес.

      42. ҰПБ-да нұсқама берілген ұшу әдістері ұшқыштың шамадан тыс жоғары біліктілігін, шамадан тыс назар аударуын және едәуір нақты күш жұмсауды талап етуге тиіс емес.

      43. Ұшу сипаттамаларына, қозғалтқыштар істен шыққан кезде тұрақтылық пен басқарылу сипаттамаларына қойылатын талаптар 7-11 және 13-22 бөлімде қозғалтқыштардың сындарлы істен шыққан кезінде қаралады.

      44. ҰПБ материалдарында шарықтау-қону сипаттамаларын және тиісті шектеулерді айқындау үшін 50% қарама-қарсылық, 150% жол бойлық және 100% жанынан соққан желдің құрамдас жылдамдылығы ескерілуі тиіс.

      45. Әртүрлі істен шығулар және олармен байланысты ұшу режимінің бұзушылықтары туындаған жағдайда ұшу жарамдылығын бағалаған кезде осы істен шығуды амалдау үшін ұшақты басқаруға араласу кезінде экипаж мүшелерінің іс-қимылының кешігуін ескере отырып, ұшу жағдайлары мен ұшақтың тәртібін қарау қажет.
      Ескерту. Экипаж мүшелерінің іс-қимылының кешігуі істен шығуды (ұшу режимінің бұзылуын) байқау сәті мен бұл істен шығуды (ұшу режимінің бұзылуын) амалдау үшін осы экипаж мүшелерінің іс-қимылы басталар алдындағы уақыт аралығымен айқындалады.
      Істен шығудың байқалған сәті ұшақ қозғалысының қандай да бір өлшемінің экипаж тани алатын өзгерістері бойынша немесе істен шығулардың дабыл беруші құралдары арқылы айқындалады.

      46. Ұшу сынақтарында шарықтау-қону сипаттамаларын айқындаған кезде нақты траекториялары үздіксіз орындалған режимдерден алынуы не жекелеген учаскелерден жасақталуы мүмкін.
      Жекелеген учаскелерден траекторияларды жасақтаған кезде:

      1) әрбір учаскелердің шекаралары ұшақ конфигурациялары, қозғалтқыштардың тарту (қуаты), ұшу жылдамдығының өзгерісімен айқын айқындалуы тиіс;

      2) жекелеген учаскелерден жасалған траектория үздіксіз режимде тексерілуі және жекелеген учаскелерден жасалған траектория үздіксіз режимінің траекториясымен келісетіні көрінуі тиіс.

      47. Ұшу сынақтарының нәтижелерін стандарттық және берілген атмосфералық жағдайларға қайта есептеген кезде Халықаралық стандарттық атмосфераның деректері пайдаланылуы тиіс. 3.1.-суретте стандарттық жағдайларда ауа температурасының биіктікке тәуелділігі көрсетілген. Сонымен бір уақытта ИКАО (ООС - 9051 - АМ/856) қабылданған жоғары температуралық пен төменгі температуралық жағдайлар үшін ауа температурасының биіктікке тәуелділігі келтірілген.

1-сурет
(қағаз мәтіннен қараңыз)

      48. Осы Нормаларда мынадай терминдер мен айқындамалар қабылданған:

      1) шарықтау - ұшақтың екпіні мен ШҚЖ деңгейінен кейіннен 400 м биіктікті алумен немесе олардың қайсысы үлкен соған қарай ұшу конфигурациясына ауысу аяқталатын биіктіктен көтерілуді қамтитын ұшу кезеңі (2-сурет);,

      2) қалыпты шарықтау - ұшу сипаттамасына әсер етуші ұшақтың барлық қозғалтқыштары мен жүйелерінің қалыпты жұмыс істеу кезіндегі шарықтау;

      3) үзілген шарықтау - шарықтау сипаттамасына әсер етуші ұшақтың қозғалтқышы немесе жүйелері істен шыққан сәтіне дейін қалыпты сияқты өтетін ұшуы, одан кейін ұшақтың жалғаспалы тежелуімен ол толық тоқтағанға дейін шарықтаудың тоқтатылуы басталады;

2-сурет. Шарықтау схемасы
(қағаз мәтіннен қараңыз)

      ОКД - орналастырылған қону дистанциясы, ҚШЖ - қауіпсіздіктің шеткі жолағы

      4) жалғастырылған (аяқталған) шарықтау - шарықтау сипаттамасына әсер етуші ұшақтың қозғалтқышы немесе жүйелері істен шыққан сәтіне дейін қалыпты сияқты өтетін шарықтауы, одан кейін істен шыққан қозғалтқышпен немесе жүйемен шарықтау жалғастырылады және аяқталады;
      Ескерту. Үзілген және жалғастырылған шарықтаулардың сипаттамалары істен шыққан сындарлы қозғалтқыш кезінде 7-11, 13-22 тарауларда қаралады.

      5) ұшу жолағы (бұдан әрі - ҰЖ) - шарықтау-қону жолағынан (ШҚЖ), қауіпсіздіктің шетқі жолақтарынан (ҚШЖ) және ондайлар болса (2-сурет) қауіпсіздіктің бүйірлі жолақтарынан (ҚБЖ) тұратын жердің учаскесі;

      6) қолда бар ұшу жолағы ( бұдан әрі - ҚҰЖ) - ШҚЖ ұзындықтарының және оның бағытына қарай шарықтау немесе қону жүргізілетін (2 және 3-сурет) бір ҚШЖ (егер ондай бар болса) жиынтығы;

      7) қауіпсіздіктің шеткі жолағы (бұдан әрі - ҚШЖ) - ШҚЖ-ның тікелей жиегінде орналасқан және ерекше жағдайларда ұшақтың жүруін аяқтауға арналған ҰЖ-ның бөлігі;

      8) Lр екпіннің ұзындығы - ШҚЖ-дан оның сөре нүктесінен көтерілу нүктесіне дейін ұшақтың өтетін көлбеу бойынша қашықтығы;

      9) қолда бар екпінінің ұзындығы (бұдан әрі - ҚЕҰ) - бұру учаскесінің ұзындығына кемітілген ШҚЖ-ның ұзындығы (3.2-сурет);

      10) L ұшу қалыпты (жалғастырылған) ұшудың дистанциясы - старт нүктесінен үзілу нүктесінде ШҚЖ-ның деңгейінен 10,7 м биіктіктегі нүктеге дейін ұшақ өтетін көлбеу бойынша қашықтығы;

3-сурет. Толық қону арақашықтығының схемасы
(қағаз мәтіннен қараңыз)

      11) ұшудың қолда бар дистанциясы ҰҚД - әуеайлақ қызметі мәлімдеген ұшу бағытына қарай екпінінің қолда бар ұзындығы, ҚШЖ-ның және бос аймақтың жиынтығына тең қашықтық, бірақ та ҰКД ШҚЖ-ның ұзындығынан 150% аспауға тиіс (2-сурет);

      12) L үзіл.ұшу үзілген ұшудың дистанциясы - старт нүктесінен толық аяқталған нүктесіне дейін ұшақ өтетін көлбеу бойынша қашықтық;

      13) үзілген шарықтаудың дистанциясы (бұдан әрі - ҮШОД) - рульдеу участогының ұзындығына кемітілген ОҰЖ-ның ұзындығы;

      14) n н - биіктікті алу градиенті - n н = tgӨ н * 100%. процентте көрсетілген Өн, биіктікті алудың траекториясының ылди бұрышының тангенсі;

      15) n cн - төмендеу градиенті nсн= [tg Өсн]*100%.процентте көрсетілген - Өсн, төмендеу траекториясының ылди бұрышы тангенсінің абсолют шамасы;

      16) n cн - биіктікті алудың толық градиенті - осы Нормаларда қарастырылған жағдайларда ұшу сынақтары кезінде көрсетілген және ҰПБ-да белгіленген қозғалтқыштарды жылыту рәсімдерін ескере отырып тартымы (қуаттылығы) бойынша қозғалтқыштарды номинал реттеуіне келтірілген биіктікті алу градиенті;

      17) n чн - биіктікті алудың таза градиенті - осы Нормаларға сәйкес кемітілген биіктікті алудың толық градиенті;

      18) нақты траектория - ұшу сынақтарында көрсетілген траектория;

      19) толық траектория - тартымы (қуаттылығы) бойынша номинал реттелуіне және ҰПБ-да белгіленген қозғалтқыштарды жылыту рәсімдерін ескере отырып ҰПБ-да тапсырылған жағдайлар мен ұшу режимдеріне қайта санамаланған нақты траектория;

      20) ұшудың таза траекториясы -оның nн. - градиенттері осы Нормаларға сәйкес кемітілген ұшудың толық траекториясы;

      21) қонуға кіру - ұшу конфигурациясынан қонуға кіру конфигурациясына ауысуды бастау биіктігінен, бірақ 400 м. төмен емес және ШҚЖ шетжағының деңгейінен 156 м. биіктікке дейін (осы Норманың 114-тармағында айтылған жағдайлар үшін 9 м) ұшу кезеңі;

      22) ШҚЖ-ның кіреберіс жиегі - қону кезінде ұшақ оның үстінен ұшып өтетін ШҚЖ шетжағасының желісі;

      23) қону - ауа учаскесіне тигенге дейін және толық тоқтағанға дейін (3.3-сурет) жүгірісті қамтитын ШҚЖ шетжағасының кіреберіс деңгейінен 15 м (осы НОРМАның 113-тармағында айтылған жағдайлар үшін 9 м) биіктіктен ұшу кезеңі (3.3-сурет);

      24) екінші айналымға кету - қонуға кіру режимінен биіктікті алуға ұшақты ауыстыру маневрі;

      25) қону дистанциясы Lкон - ол толық тоқтағанға дейін ШҚЖ шетжағасының деңгейінен 15 м ( осы НОРМАның 113-тармағында айтылған жағдайлар үшін 9 м) биіктіктен бастап ұшақ өтетін көлденең қашықтық;

      26) қолда бар қону арақашықтығы (бұдан әрі - ОҚА) - ШҚЖ-ның ұзындығына тең (3-сурет) көлденең қашықтық;

      27) екінші айналымға кетудің ең аз биіктігі - осы Нормаларда белгіленген жағдайларда екінші айналымға кету мүмкіндігі бар ШҚЖ-ның деңгейінен ең аз биіктік;

      28) шешім қабылдау биіктігі (бұдан әрі - ШҚБ) - егер оған жеткенге дейін қонуды орындау үшін қажетті бағдармен көз көрім байланыс орнатылмайтын немесе, егер осы биіктікте ұшудың берілген траекториясына қатысты қауіпсіз қонуын қамтамасыз етпейтін жағдайларда екінші айналымға кетудің маневрі басталуға тиіс ШҚЖ шетжағасының деңгейінен есептелетін салыстырмалы биіктік;

      29) сындарлы қозғалтқыш - оның істен шығуы ұшудың қаралатын режимінде ұшақтың ұшу сипаттамаларында, тәртібінде, басқарылуында және жағдайларында неғұрлым қолайсыз өзгерістерді тудыратын қозғалтқыш;

      30) ұшақтың конфигурациясы оның сыртқы келбетін айқындайтын қанаттың тетіктемесі сыртқы ілмектері және ұшақтың басқа да бөліктері мен агрегаттар жағдайларының үйлесімімен айқындалады. Ұшу кезеңіне қарай мынадай:
      шарықтау - шасси шығарылған, қанаттың тетіктемесі ұшу жағдайында (ұшақ шарықтауы үшін белгіленген жалғасқанатшалар, алғы қанатшалар бұрыштарға ауытқыған);
      ұшу - шасси жиналған, қанаттың тетіктемесі ұшу жағдайында;
      қонуға кіру - шасси шығарылған, қанаттың тетіктемесі мен тежеудің аэродинамалық құралдары қонуға арналған жағдайда;
      қону - шасси шығарылған, қанаттың тетіктемесі мен аэродинамикалық құралдар қонуға арналған жағдайда;
      екінші айналымға кету - қанаттың тетіктемесі екінші айналымға кету жағдайында ұшақтың конфигурациялары қолданылады;

      31) ең жоғары рұқсат берілетін ұшу салмағы жоғрұ - 34-тармақтағы талаптарды ескере отырып, бірақ m mах дв - аспайтын осы әуе айлағы үшін пайдаланудың күтілетін жағдайларында ең үлкен рұқсат берілген ұшақтың ұшу салмағы;

      32) ең жоғары рұқсат берілген қону салмағы m жрқ - 3.6-ғы талаптарды ескере отырып, бірақ m қонж аспайтын осы әуе айлағы үшін пайдаланудың күтілетін жағдайларында ең үлкен рұқсат берілген ұшақтың ұшу салмағы;

      33) бағыт бойынша ұшу - шарықтау аяқталған сәтінен қонуға кіру басталғанға дейін ұшу кезеңі;

      34) ұшуға талап етілетін отын қоры (бұдан әрі - ҰТО) негізгі мен аэронавигациялық отын қорын (бұдан әрі - АНҚ) қамтиды. АНҚ өтемдік пен резервтік отын қорынан тұрады;

      35) негізгі отын қоры (бұдан әрі - НОҚ) - қабылданып болжанған жағдайларда (сыртқы ауаның температурасы және трасса бойынша желдің жылдамдығы) кезінде, сондай-ақ есептелген режимдер мен ұшудың профилін ұстаған кезде айқындалатын қозғалтқыштарды іске қосқан және жылытқан, бұру, шарықтау, ұшу, қонуға кіру және қону кезінде жұмсалатын отын массасы;

      36) резервтік отын қоры (бұдан әрі - РОҚ) - екінші айналымға кетуге және ҰПБ-да ұсынылған биіктікте отынның ең аз километрлік шығысына сәйкес келетін жылдамдықпен болжанған метеожағдайларда бағыт бойынша ұшудың есептелген нүктесінен қосалқы әуе айлағына ұшуды орындауға; қосалқы әуе айлағының үстінде күту режимінде ұшуды орындауға; шешім қабылдаған биіктікке дейін қонуға кіруді жүзеге асыруға арналған қажетті отын салмағы;

      37) өтемдік отын қоры (бұдан әрі - ӨОҚ) - ұшақты жүргізу және отынды өлшеу жүйелерінің дәлдігімен, пайдаланылатын ұшақтар мен қозғалтқыштардың жеке сипаттамаларының шашырандысымен, метеорологиялық жағдайлардың болжанғаннан ауытқу мүмкіндігімен байланысты ақауларды өтеу үшін қажетті отын салмағы, сондай-ақ ұшуға отын қорының қажетті есебінің әдістемелік қателіктерін өтеу үшін қажетті қосымша отын салмағы;

      38) ұшақтың әсер ету бұрышы а - бойлық осі ОХ мен ұшақтың жылдамдық проекциясының арасындағы ОХУ жазықтығына байланысты координаттар жүйесінің бұрышы.
      Ескерту 1. а келтірілген барлық құжаттарда бойлық остің таңдалуы көрсетілуге тиіс.

      2. Көтермелі күштің (су) тиісті а коэффициенті координаталардың жылдамдық жүйесінде айқындалады;

      39) ұшақтың сырғу бұрышы В - ұшақ жылдамдығының бағытымен V және координаттарға байланысты ОХУ жүйесі жазықтығының арасындағы бұрыш;

      40) крен бұрышы у - OZ көлденең осімен және ол кезінде жалтару бұрышы нөлге тең жағдайға ығыстырылған координаттардың қалыпты жүйесінің ОZg осі арасындағы бұрыш;
      Ескерту: Координаттардың қалыпты жүйесінің басталуы ұшақ салмағының ортасына орналасады. OZ осі жергілікті сатылас бойынша жоғары бағытталған. ОХg§және OZg осітерінің бағыты міндетке сәйкес таңдалады;

      41) тангаж бұрышы - ОХ бойлық осі мен координаттар қалыпты жүйелерінің ОХg Zg§көлденең жазықтығы арасындағы бұрыш;

      42) Ө еңіс траекториясының бұрышы - Vк жер жылдамдылығы мен координаттар қалыпты жүйелерінің ОХg Zg§ көлденең жазықтығы арасындағы бұрыш.
      Ескерту: Vк жер жылдамдығы - координаттардың қандай да бір жердегі жүйелеріне қатысты ұшақ салмағының орталығының қозғалыс жылдамдығы;

      43) шығарып тастаудың ак әсер етуінің бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) (с қб - шығарып тастаудың басталуына сәйкес келетін ұшақтың әсер етуі (көтермелі күштің коэффициенті) бұрышы.
      Ескертулер. 1. Шығарып тастаудың басталуы деп ұшқыштың бағалауы бойынша әсер етудің үлкен бұрыштарында жол берілмеуге тиіс ұшақтың өздігінен апериодтты немесе тербеліс қозғалысының (рульдердің әдеттегі шағын ауытқушылығымен оңай амалданатын қозғалысты қоспағанда) туындау сәті мен тіркеу деректері бойынша әсер ету бұрышын кемітпей тоқтамауы түсініледі.

      2. Шығарып тастау деп әсер етудің үлкен бұрыштарында пайда болатын, әсер ету бұрышын кемітпей тоқтамайтын үлкен амплитудасы бар ұшақтың өздігінен апериодтты немесе тербеліс қозғалысымен сипатталатын құбылыс түсініледі;

      44) рұқсат берілетін әсер етудің бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) а р (С рб ) - ҰПБ-да нұсқама берілген ұшақтың конфигурациялары мен ұшу режимдері үшін пайдалану шектеулері ретінде белгіленетін әсер ету бұрышының (көтермелі күштің коэффициенті) мәні;

      45) шекті әсер етудің бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) аш (С шб ) - ҰПБ-да нұсқама берілген ұшақтың конфигурациялары мен ұшу режимдері үшін шекті шектеулер ретінде белгіленетін әсер ету бұрышының (көтермелі күштің коэффициенті) мәні;

      46) ең жоғары қол жеткізілген әсер ету бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) а мах ж (с мах ж ) - ұшақтың ұшу сынақтары кезінде қол жеткізген әсер ету бұрышының (көтеру күші коэффициенті) ең үлкен мәні;

      47) ең жоғары теңгерімділік әсер етудің бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) а mах т (с mах т ) - ұшудың қаралып отырған жағдайларында (конфигурация, орталықтау, стабилизатордың ахуалы, қозғалтқыштардың жұмыс істеу режимі және т.б.) тік көтерілуге штурвалдың толық ауытқушылығы кезінде ұшақтың әсер ету бұрышының (көтермелі күштің коэффициенті) неғұрлым орнықтырылған мәні;

      48) ескертуші белгілердің туындауының әсер ету бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) а е (с еб ) - онда рұқсат етілетін әсер ету бұрышына (көтермелі күштің коэффициенті) а е (с еб ) табиғи немесе жасанды жасалған ескертуші белгілер туындайтын әсер етудің бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті);

      49) nуmах ҰПБ-да көрсетілген ең жоғары пайдалану жүктелім - қаралып отырған ұшу салмағында және ұшақтың конфигурациясы кезінде координаттардың байланыскан жүйесінде айқындалатын маневрлеу кезінде ұшақ салмағының ортасында конструкцияның беріктігі бойынша барынша рұқсат етілетін қалыпты жүктелімнің мәні;

      50) орнықтылық - ұшақтың ұшқыш араласпай оқыс емес қозғалыстың кинематикалық өлшемдерін қалыпқа келтіру мен ұшаққа оқыс әрекеттері аяқталғаннан кейін бастапқы режиміне қайту сипаты;

      51) басқарылу - ұшақтың кеңістікте басқару (штурвал мен басқыштардың) иінтіректерін ауытқуына тиісті желілік және бұрышты ауыспалылығымен жауап беру сипаты;

      52) қысқа кезеңді қозғалыс - ұшақтың ұшудың нақты тұрақты жылдамдығы V кезінде ұшақ айналуының кинематикалық өлшемдерінің салыстырмалы тез тербелісті өзгерісімен сипатталатын салмақтарының орталығына қатысты өзіндік бойлық қозғалысының түрі;

      53) ұзын кезенді қозғалысы - ұшақтың әсер етудің нақты тұрақты бұрышы кезінде ұшу жылдамдығында, биіктігінде салыстырмалы баяу тербелісті өзгерісімен сипатталатын ұшудың бастапқы траекториясына қатысты өзіндік бойлық қозғалысының түрі;

      54) шиыршықты қозғалыс - ұшақтың осы қозғалыстың тұрақтылығы немесе тұрақсыздығының дәрежесіне қарай өздігімен оның қисықтығы мен крен бұрышын кеміте немесе ұлғайта отырып, оның үдерісі кезінде ұшақ шиыршықты түрдегі траектория бойынша жүретін өзіндік бүйірлі апериодтты қозғалысының (әдетте баяу өтетін) түрі;

      55) ұшақты теңгеру - әрбір конфигурация үшін рульдердің тиісті ауытқуларымен қамтамасыз ететін ұшудың белгіленген режимінде ұшаққа барлық әрекет жасаушы сәттердің тепе-теңдік жай-күйі. Ұшақты теңгеруді қамтамасыз ететін басқару рульдері мен иінтіректерінің жағдайлары теңгермелік деп аталады. Босатылған басқарумен ұшақтың теңгерілуі деп басқару иінтіректердегі күштер триммерлік құрылғылар арқылы нақты нөлге дейін азаюын теңгерілу деп атайды. Босатылған басқарумен ұшақты теңгеру басқару иінтіректеріндегі күштер триммер құрылғылары арқылы іс жүзінде нөлге дейін азаюын теңгеру деп аталады. Күштер бойынша теңгерілген ұшақта басқару иінтіректерін босату қалдық теңгерімсіздіктің ықпал етуімен олардың жүрісіне әкелмейді - қалдық теңгерімсіздікке тек қана басқарудағы үйкеліс күштерінің шегінде жол беріледі;
                                                            ->

      56) жүктелім n - нәтиже беруші күштің R (Р тартым мен RA
аэродинамалық күштің жиынтығы) еркін шығарып тастауды жылдамдатуға g ұшақ массасының m туындысына қатысты. Екпіннің, қонудың және жүгірістің жағдайлары үшін n жүктелімді айқындаған кезде қосымша жердің реакциясы ескеріледі. n х =R х /mg бойлық жүктелім. n у =R у /mg қалыпты жүктелім. nzA=RzA/mg көлденең жүктелім. Rх, Rу, Rz - тиісінше бойлық, қалыпты және көлденең күш (координаттар байланысқан жүйесінің осьтері бойынша нәтиже беруші күштің R құрамалары).
      n хА =R хА /mg - тангендік жүктелім. n уА =R уА mg қалыпты жылдамдық жүктелімі. n zA R zA /mg бүйірлі жүктелім, R хА , R уА , R zА - тиісінше тангендік күш, көтермелі күш және бүйірлі күш (координаттар байланысқан жүйесінің осьтері бойынша нәтиже беруші күштің R құрамалары);

      57) Ұшақтың орнықтылығы мен басқарылу сипаттамасын қарау кезінде пайдаланылатын шартты белгілер:
      Ф, б в , б э , б н - стабилизаторға, биіктік руліне, элерондарға, бағыттау руліне тиісінше басқару органдарының аэродинамалық ауытқу бұрыштары (бұдан әрі - басқару органы);
      Ф ш.э - бейтарап жағдайынан штурвалдың бұрыштық ауытқуы;
      Хв, Хэ, Хн - өзінің бейтарап жағдайларына қатысты басқару штурвалы мен басқыштары (ұшқыш күш салған орында) иінтіректерінің желілік ауыспалығы;
      Рв, Рэ - бойлық пен көлденең бағыттарында тиісінше штурвалдағы күштер;
      Ри = Рн оң - Рн сол - басқыштардағы күштің әртүрлігі (3, 4-сурет);
      т в , т э , т н - биіктік руль триммерлерінің, элерондардың және бағыт рулінің (өзінің бейтарап жағдайына сәйкес) ауытқу бұрыштары;
      dPв dPэ dPн
      dx в dx э dx н   - олардың жүруі бойынша штурвалда және басқыштарда күштер өзгерісінің градиенттері;
      wх, wу, wz - координаттар байланысқан жүйесінде креннің, жалтарудың және тангаждың жылдамдығы (3, 4-сурет);
      Рn в = dPв , Xn в = dxв   - тиісінше штурвалда күштердің өзгеруі
          dny       dxy
мен қалыпты жүктелімнің бірлігіне штурвалдың ауысуы;
 
       /\ ny_заб= /\ny-заб биіктік рулінің (стабилизатордың) кезеңді
                 /\ ny
ауытқу кезінде салыстырмалы қалыпты жүктелімді тастау (орнықтырылған үстелімге қатысы бойынша);
      tср - биіктік рулінің (стабилизатордың) кезеңді ауытқуы кезінде қалыпты жүктелімнің белгіленген үстелімінің 95% жету үшін қажетті уақыт аралағы ретінде анықталатын іске қосылу уақыты;

      58) Ұшақтың орнықтылығы мен басқарылуын қарау кезінде қабылдаған координаттардың байланысқан (ОХҮZ) және жылдамдық (OХаҮаZа) жүйелері мен белгілердің ережесі 3.4-суретінде келтірілген. Жүйе координаталарының басталуы ұшақ салмағының ортасында болады. ОХ бойлық осі симметрия жазықтығында жатады және ұшақтың соңынан тұмсық жағына қарай бағытталады. Бойлық осьтің бағыты ұшақтың, қанаттың немесе фюзелязждің базалық осьтері бойынша да, екпіннің бас осьтері бойынша да бағытталуы мүмкін.
      ОХҮ қалыпты ось ұшақтың симметрия жазықтығында орналасқан және оның жоғарғы бөлігіне бағытталған. OZ көлденең ось ұшақтың симметрия жазықтығына перпендикуляр және қанаттың оң жағына қарай бағытталған.

4-сурет. Кординаттар жүйесі және белгілер ережесі
(қағаз мәтіннен қараңыз)

      nх>0 - жылдамдық артады (ұшқышты отырғыштың арқасына ығыстырады);
      nх<0 - жылдамдық кемиді (ұшқышты отырғыштың арқасынан босатады);
      nу>0 - ұшқышты отырғышқа ығыстырады;
      nу<0 - ұшқышты отырғыштан босатады;
      nz>0 - ұшқышты сол жақ бортқа ығыстырады;
      nуz<0 - ұшқышты оң жақ бортқа ығыстырады;
      х- басқару иінтірегінің сызықтық орнына ауысуы;
      d- басқару органдарының ауытқуы;
      Р- басқару иінтірегіндегі күш.

5-сурет. Биіктік рулінің кезеңді ауытқуы кезіндегі қалыпты жүктелімнің өзгерісі
(қағаз мәтіннен қараңыз)

      49. Vmin эр (V MCG ) - екпіннің ең аз эволютивтік жылдамдығы.

      50. Vmin эв (V MCA ) шарықтаудың ең аз эволютивтік жылдамдығы.

      51. Vmin отр(V MU ) - көтерілудің ең аз жылдамдығы.

      52. Vотк (V EF ) - қозғалтқыш істен шыққан кездегі жылдамдық.

      53. V 1 - шешім қабылдау жылдамдылығы, онымен шарықтауды қауіпсіз тоқтатуға да және қауіпсіз жалғастыруға да мүмкін ұшақ екпінінің жылдамдығы.

      54. Vш а (V R ) - шассидің алдыңғы тірегінің көтерілу сәтіндегі жылдамдық (3.4.1.4), екпінде тангаж бұрышын ұлғайту үшін "өзіне қарай" бағытта штурвалдық ауытқуының басталу жылдамдығы.

      55. V отр (V LOF ) - көтерілу жылдамдығы, шарықтау жағдайында екпін аяқталғаннан кейін ШҚЖ-ның бетінен шассидің негізгі тіректерінің көтерілу сәтіндегі ұшақтың жылдамдығы.

      56. V 2 - шарықтаудың қауіпсіз жылдамдығы.

      57. V 2n - барлық жұмыс істейтін қозғалтқыштармен бастапқы биіктікті алу жылдамдығы.

      58. V 3 - шарықтау да тетіктемені жинай бастау сәтіндегі жылдамдық.

      59. V 4 - шарықтауда ұшу конфигурациясы кезіндегі жылдамдық.

      60. V minэп (V MCL ) - қонуға кірудің ең аз эволютивтік жылдамдығы.

      61. Vmin ЭП-1 (V MCL-1 ) - жұмыс істемейтін бір қозғалтқышпен қонуға кірудің ең аз эволютивтік жылдамдығы.

      62. Vmin ЭП-2 (V MCL-2 ) - жұмыс істемейтін екі қозғалтқышпен қонуға кірудің ең аз эволютивтік жылдамдығы.
      * Жақшалар ішінде ИКАО қабылдаған жылдамдықтар келтірілген.

      63. V ЗПДmin - қонуға кірудің ең аз көрсетімді жылдамдығы.

      64. V ЗПmах - қонуға кірудің ең жоғары көрсетімді жылдамдығы.

      65. V ЗП (V REF ) - қонуға кірудің жылдамдығы.

      66. V ЗП_n-1 (V REF-1 ) - жұмыс істемейтін бір қозғалтқышпен қонуға кірудің жылдамдығы.

      67. V ЗП_n-2 (V REF-1 )- жұмыс істемейтін екі қозғалтқышпен қонуға кірудің жылдамдығы.

      68. Vс (Vs) - шығарып тастау жылдамдығы немесе әсер ету бұрышына дейін тежеу үдерісінде жеткен (а пред ) координаттардың байланысқан жүйесінде көтермелі күш коэффициентінің ең үлкен мәніне немесе, егер nуа= 1 келтірілген жағдайлар кезінде құлау бойынша а пред тағайындалса а с сәйкес келетін ұшақтың ең аз жылдамдығы.

      69. Vс (Vs) - ұшудың аз газына сәйкес келетін ұшақ салмағының, орталықтаудың және қозғалтқыштар жұмысы режимдерінің қаралып отырған мәндері үшін қаралып отырған конфигурацияда шығарып тастаудың жылдамдығы немесе ұшақтың ең аз жылдамдығы.

      70. Vадоп(Vс у доп) - nуа= 1 келтірілген әсер етудің рұқсат етілетін бұрышы (көтермелі күштің коэффициенті) кезіндегі жылдамдығы.

      71. Vпп - nуа=1 келтірілген ескертуші белгілердің туындауына сәйкес келетін жылдамдық.

      72. Vmах э - ең жоғары пайдалану жылдамдығы.

      73. Vmах mах- есептік шекті жылдамдық.

      74. Жылдамдықтарды қысқа белгілеу үшін мынадай қысқартулар пайдалануға:
      ПЖ (JАS) - приборлық жылдамдық;
      ИЖ (САS) - индикаторлық жер жылдамдығы;
      ИЖ (ЕАS) - индикаторлық жылдамдық;
      ШЖ (ТАS) - шынайы жылдамдық.
      Көрсетілген қысқартулар мөлшері бар сандық мәнінен кейін қойылады. Мысалы, 200 км/с тең келетін қонуға кірудің приборлық жылдамдығы Vkk = 200 км/с ПЖ көрсетіледі.
      Приборлық жылдамдық - стандарттық жағдайларда теңіз деңгейінде ауаның қысымы кезінде қысылуын шегере отырып, ауаның толық және статикалық қысым арасындағы әртүрлігі бойынша градусталған жылдамдықтың көрсеткіші көрсететін жылдамдық
      VПР -> Рполн- Рст,
      мұндағы Р полн ауаның қысылғанын ескере отырып, алынды.
      Индикаторлық жерлік жылдамдық - аспаптың қателікке және аэродинамалық дұрыстауға түзетілген приборлық жылдамдық
 
       VИЗ = VПР + б Vпр + б Va.
 
       Индикаторлық жылдамдық - теңіз деңгейінде стандарттық қысымнан ауа қысымының айырмашылығымен байланысты қысымдылыққа түзетілген индикаторлық жерлік жылдамдық
VИН= VИЗ+ б Vсж.
      Шынайы жылдамдық - мынадай
VИС= VИИ
    ___
  \/ /\ ,

      арақатынаспен индикаторлық жылдамдықпен байланысты оқыс емес ағысқа қатысты ұшақтың жылдамдығы,
      мұндағы /\ - ауа тығыздығының теңіз деңгейіндегі ауаның стандарттық тығыздығына қатысы
                           ___
      РҚАО-ның ескертуі : \/   - түбір асты, а - альфа, в - бета, б - дельта, Ф - фаза, t - тау, w - сигма, f - ?, Ө - тиета, Л - лямбда, P - қысым -  физикалық формулалардың атаулары (түсініксіз атауларды қағаз мәтіннен қараңыз).

8. Шарықтау жылдамдықтары

      75. Екпіннің Vmіn эе ең аз эволютивтік жылдамдығы сындарлы қозғалтқыш кенеттен істен шыққан кезде ұшақтың вертикаль сызықтық жүрісін ұстау үшін басқарудың аэродинамалық органдары арқылы ұшақты басқару мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс жылдамдық. Көрсетілген ұшақтың тік сызықтық жүрісі қалыпты жұмыс істейтін қозғалтқыштардың тартымын (қуаттылығын) кемітпей екпіннің бастапқы бағытына қосарлас бағытында жүргізілуге тиіс. Сындарлы қозғалтқыш істен шыққан сәтінен бастап осы АКҰН 120-тармағында белгіленгеннен аспайтын басқыштарға күш түсірген кезде ұшудың ерекше әдістерін қолданудың қажеттілігісіз 10м асатын ұшақтың бүйірлі ығысуын болдырмау мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс, сондай-ақ ұшқыштың бағалауы бойынша орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларында рұқсат етілмейтін өзгерістер туындауға тиіс емес. Осылайша айқындалған Vmіn эе мәні неғұрлым қолайсыз жағынан ҰЖ-ның осіне 5 м/с бүйірден соққан жел кезінде 90 о бұрышымен шарықтау жағдайларына сәйкес келуге тиіс. Тұмсықтық арбамен басқарылатын басқарудың аэродинамалық органдарының ауытқуымен байланысты ұшақтарда не ажыратылған байланыс кезінде, не көтерілген тұмсықтық арбасымен Vmin эр айқындау қажет. Vmіn эе айқындау ұшу салмағының және ұшақтың орталықтаудың неғұрлым қолайсыз тіркесімдері кезінде ұшу басталған үшін белгіленген қозғалтқыштар мен басқа да режимдер жұмысының ең жоғары режимдері үшін жүргізілуге тиіс. Ұшақтарды Vmіn эұ көрсетімі кезінде ТВҚ-дан ауалық бұрамасының басқаруға экипаждың араласуына жол берілмейді.

      76. Шарықтаудың Vmіn эұ ең аз эволютивтік жылдамдығы дағдарысты қозғалтқыш кенеттен істен шыққан қезде ұшақтың тіксызықтық жүрісін ұстау үшін басқарудың аэродинамикалық органдары арқылы ұшақты басқару мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс жылдамдық. Көрсетілген ұшақтың тік сызықтық ұшуы қалыпты жұмыс істейтін қозғалтқыштардың тартымын (қуаттылығын) кемітпей жұмыс істейтін қозғалтқыштардың жағына 5 о аспайтын крен кезінде жұмыс істемейтін сындарлы қозғалтқышпен жүргізіледі.
      Сындарлы қозғалтқыштың істен шығу сәтінен бастап ұшудың бастапқы белгіленген режиміндегі сияқты сондай жылдамдықпен белгіленген тік сызықтық ұшудың режимі қалпына келгенге дейін бағытының өзгерілуі 20 о және крен бұрышы абсолютті шамасы бойынша 15 о асуын болдырмайтын мүмкіндік қамтамасыз етілуге тиіс. Осының барлығы үшін ұшқыштың бағалауы бойынша орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларында рұқсат етілмейтін өзгерістер туындамайтын және ұшудың ерекше әдістерін қолданудың қажеттілігісіз қол жеткізілуі тиіс. Ұшудың тік сызықтық белгіленген режимі қалпына келгеннен кейін басқару иінтіректеріндегі күштер (күштері бойынша ұшақты теңгерусіз) осы Норманың 121-тармағында көрсетілген олардың мәндерінен аспауға тиіс, крен бұрышы абсолютті шама бойынша 5 о аспауға тиіс. Vmіn эұ мәнін айқындау қозғалтқыштар жұмысының ең жоғары режимі үшін, сондай-ақ басқа режимдер мен ұшу салмағының, пайдалану орталықтау неғұрлым қолайсыз үйлесімдері кезінде симметриялық тартымымен ұшуға сәйкес келетін және жердің әсерін ескермей шарықтауға белгіленген ұшақ конфигурацияларының барлық нұсқалары үшін жүргізілуге тиіс.
      Ұшақтарды Vmіn эе көрсетімі кезінде ТВҚ-дан ауалық бұрамасын басқаруға экипаждың араласуына жол берілмейді.

      77. Көтерілудің ең аз жылдамдығы Vmin үз ҰПБ-да белгіленген орталықтау диапозонында шарықтау үшін ұшақтың барлық қабылданған конфигурацияларында белгіленеді. Vmіn үз көрсетім процесінде әсер етудің бұрышы а қосым (3.2.44) аспауға тиіс, ал шарықтау ара қашықтығы - осы Норманың 87-тармағына сәйкес айқындалған шарықтаудың қажетті дистанциясынан аспауға тиіс. Vmіn ұз жылдамдығында барлық жұмыс істейтін қозғалтқыштармен ҰПБ-да белгіленген центрлеу диапозонында шарықтау кезінде ұшақтың көтерілісінің және ұшудың ерекше әдістерін қолданбай, осы Норманың 121-тармағында көрсетілген күштерді асырмай және орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларында ойдағыдай емес өзгертулерді туындатпай шарықтауды жалғастыруға болады.

      78. Шассидің алдыңғы тірегін Vал т көтеру жылдамдығы ҰПБ-да белгіленген және шарықтаудың конфигурациясы не тангаждың неғұрлым жоғары нақты жететін бұрыштық жылдамдығы бар алдыңғы тіректі көтеріп, барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген кезде 1,10 Vmіn ұз және бір қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде 1, 05 Vmin ұз кем емес жылдамдықта ұшақтың үзілісі болатын ол үшін көрсетілген жылдамдығы:

      1) 1,05Vmіn эе;

      2) 1,05Vmіn эұ;

      3) 1,05 Vсl;

      4) 1,05 Vmіn үз кем болмауға тиіс.
      Ескерту. а қосым кем ұшақтың шектелген геометриясымен әсер етудің бұрышы немесе Vmіn үз жету бойлық басқару органдарының шекті ауытқуымен шарттасуы көрсетілген ұшақтарға қолданбалы Vmіn үз кезінде жоғарыда көрсетілген сандық мәндердің коэффициенттері тиісінше 1,05 және 1,0 дейін кемітілуі мүмкін.
      Ұшу салмағының және атмосфералық жағдайлардың тіркелген мәндері кезінде қалыпты да, жалғастырылған шарықтауға да Vал т бір мәнін белгілеу қажет.

      79. V 1 шешім қабылдау жылдамдығы ҰПБ-да белгіленген және мынадай шарттарды:
      а) V 1 > V mіn ЭР
      б) V 1 < V n ст қанағаттандыруы тиіс.

      80. V 2 шарықтаудың қауіпсіз жылдамдығы ҰПБ-да белгіленген және:

      1) шарықтау конфигурациясы кезінде 1,20 Vс кем болмауға тиіс; Қозғалтқыштар жұмысының шарықтау режимін пайдалану істен шыққан қозғалқышпен шығарып тастау жылдамдығын 5% артық кемуіне әкелетін ұшақтар үшін Vсl кезінде коэффициентті 1,15 дейін темендетуге рұқсат етіледі;

      2) шарықтау конфигурациясы кезінде 1,20 Vmіn эұ кем болмауға тиіс.
      Vал т жылдамдықта шассидің алдыңғы тірегін көтерген кезде жалғастырылған шарықтау кезінде шарықтаудың қауіпсіз жылдамдығы V2 көтерілу нүктесінде ШҚЖ-ның деңгейінде 10,7 м артық емес биіктікте қол жеткізіледі;

      3) шарықтау конфигурациясы кезінде 1,08 Vа қосым кем болмауға тиіс.

      81. Барлық жұмыс істейтін қозғалтқыштармен бастапқы биіктікті алудың жылдамдығы ҰПБ-да белгіленген және:

      1) V2;

      2) шарықтау конфигурациясы кезінде 1,3 Vсl;

      3) шарықтау конфигурациясы кезінде 1,2 Vmіn эұ;
      Бастапқы биіктікті алу жылдамдығы 120 м биіктікке дейін жетуге тиіс.

      82. Тетіктемені жинауды бастау сәтіне ұшақтың жылдамдығы V3:

      1) қалыпты шарықтау үшін V2n және жалғастырмалы үшін V2;

      2) тетіктеменің өзгерген жағдайы кезінде 1.20 Ус.
      Қозғалтқыштар жұмысының шарықтау режимін пайдалану істен шыққан қозғалқышпен шығарып тастау жылдамдығын 5% артық кемуіне әкелетін ұшақтар үшін Vсl кезінде коэффициентті 1,15 дейін төмендетуге рұқсат етіледі;

      3) ол үшін Vmіn эұ көп қаралып отырған конфигурациялардың сол біреуі кезінде 1,10 Vmіn Эұ кем болмауға тиіс.

      83. Ұшу конфигурациясы кезінде ұшақтың жылдамдығы V4;
      а) ұшақтың ұшу конфигурациясы кезінде 1,3 Vсl
      б) ұшақтың ұшу конфигурациясы кезінде 1,2 Vmіn эұ;

9. Екпіннің ұзындықтары мен шарықтау арақашықтығы

      84. Екпіннің ұзындықтары мен шарықтау арақашықтығы мынадай жағдайларда расталуға тиіс:

      1) барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген кезінде:
      қозғалтқыштар жұмысының режимдері күштік қондырғының агрегаттары және шарықтау кезінде іске қосылатын ұшақ жүйелері жұмыс істеген кезде ұшу үшін ҰПБ-да белгіленген режимдерге сәйкес келуге тиіс;
      алдыңғы тіректің көтерілуі Vn ст жылдамдығында жүргізілуі тиіс;
      V2 қауіпсіз ұшу жылдамдығы ұшақ көтерілу нүктесінде ШҚЖ деңгейінен 10,7 м биіктікке дейін жетуі тиіс;
      шассиді жинауды бастау ұшақ көтерілу нүктесінде ШҚЖ деңгейінен кемінде 3-5 м биіктікте жетуі тиіс;
      ұшақтың конфигурациясы (шассиді жинаған басқа) өзгеріссіз қалуы тиіс;

      2) бір қозғалтқыш істен шыққан кезде мыналар орындалуы тиіс:
      Vотк істен шыққан қозғалтқыштың жылдамдығында қозғалтқыш ажыратылуы тиіс.
      Ескерту. Vотк қөрсетімі қезде, егер ұшқыштың оң бағасын алған қозғалтқыштың істен шығуы туралы дабыл берудің арнайы құралдары қолданылса, қозғалтқыштың істен шығу имитациясынан кейін кемінде 3 с немесе одан аз уақытта V1 жылдамдығы жететіндей таңдалуы тиіс;
      ТВҚ бар ұшақта экипаждың әуе бұрамасын басқаруға араласуына жол берілмейді;
      қозғалтқыштардың тартымын (қуатын) көбейту құралдары оларды іске қосуға арналған автоматты құрылғылары болмаған жағдайда экипаж V1 жылдамдығына жеткен соң ғана қолдануы тиіс;
      ұшқыштың командасы бойынша экипаж мүшелері орындайтын операциялар үшін команда берген сәттен бастап оны орындауды бастағанға дейін 1 сек уақыт аралығы енгізіледі.

      85. Шарықтаудың үзілу арақашықтығы мынадай үш шаманың жиынтығын көрсетуі тиіс:

      1) мәре сәтінен бастап Vотк жылдамдықта қозғалтқыш істен шыққан сәтіне дейін барлық жұмыс істейтін қозғалтқыштары бар екпін учаскесінің ұзындығы;

      2) Vотк жылдамдығына жеткенге дейін істен шыққан бір қозғалтқышпен (сындарлы) және қалған қозғалтқыштардың қалыпты жұмыс істеу кезінде екпін учаскесінің ұзындығы;

      3) V1 жылдамдықтан ұшақтың толық тоқтағанға дейін жұмыс істемейтін қозғалтқышпен тежеу учаскесінің ұзындығы. ШҚЖ үстінің жай-күйілеріне ПКЖ-да белгілеген шарықтаудың үзілген арақашықтығы осы Норманың 84-тармағына қосымша жағдайларда айқындалуға тиіс:
      автоматты емес іске қосылатын жылдамдықты басу құралдары (қалыпты жұмыс істейтін қозғалтқыштардың тартымын немесе қуатын төмендету, шасси доңғалақтарының тежеу, тартым кері қимылының іске қосылуы, тежеудің аэродинамикалық құралдарын шығару және т.б.) V1 жылдамдыққа жету бойынша одан ерте емес және оларды қауіпсіз қолданылуы қамтамасыз етілетін жылдамдықтардың диапазонында ғана қолданылуы тиіс;
      тежеудің қосымша құралдарының әрекеттерінен тиімділікті (шасси дөңгелектерінің тежеуінен басқа), егер қаралып отырған пайдалану жағдайларында осы тежеу құралдарын пайдаланған кезде тұрақты нәтижелерді алу мүмкіндігі көрсетілген жағдайларда ғана есепке алуға рұқсат беріледі.

      86. Екпіннің қажетті ұзындығы:

      1) екпін ұзындығының 1,15 жиынтығынан және барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен ұшуды бастаған қезде 10,7 м биіктікте (ұшақтың қөтерілу нүктесінде ШҚЖ-ның деңгейінде) болған ұшақтың көтерілу нүктесінен траектория нүктесіне дейін, көлбеу бойынша 1/2 қашықтығынан;

      2) екпін ұзындығының жиынтығы мен бір қозғалтқыш істен шыққан кезде ұшуды бастаған кезде 10,7 м биіктікте (ұшақтың көтерілу нүктесінде ШҚЖ-ның деңгейінде) болған көтерілу нүктесінен траектория нүктесіне дейін, көлбеу бойынша V2 қашықтығынан кем болмауға тиіс.

      87. Шарықтауға қажетті арақашықтық:

      1) қалыпты шарықтаудың 1,15 арақашықтығынан;

      2) бір қозғалтқыш істен шығуымен жалғаспалы шарықтаудың арақашықтығынан кем болмауға тиіс.

      88. Үзілген шарықтаудың қажетті арақашықтығы осы НОРМАның 84-тармағына сәйкес айқындалған үзілген шарықтаудың арақашықтығынан кем болмауы тиіс.

10. Биіктікті алудың траекториялары мен градиенттері

      89. 10,7 м биіктікке келтірген бір қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде ұшақтың тік сызықтық ұшудағы биіктікті алудың толық градиенті:

      1) екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін оң;

      2) үш қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 0,3% кем болмауы;

      3) төрт және одан да көп қозғалтқышы бар ұшақтар мынадай:
      ұшақтың конфигурациясы шарықтау жағдайында, шасси шығарылған;
      жылдамдығы V2 тең;
      қозғалтқыштар шарықтау үшін белгіленген режимде жұмыс істеген жағдайларда 0,5% кем болмауы тиіс.

      90. 120 м биіктікке келтірген бір қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде ұшақтың тік сызықтық ұшудағы биіктікті алудың толық градиенті:

      1) екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 2,4%;

      2) үш қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 2,7%;

      3) төрт және одан да көп қозғалтқышы бар ұшақтар үшін мынадай:
      ұшақтың конфигурациясы шарықтау жағдайында, шасси шығарылған;
      жылдамдығы V2 тең;
      шарықтау үшін белгіленген режимде қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайларда 0,5% кем болмауға тиіс.

      91. 400 м биіктікке келтірген бір қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде ұшақтың тік сызықтық ұшудағы биіктікті алудың толық градиенті:

      1) екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 1,2%;

      2) үш қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 1,5%;

      3) төрт және одан да көп қозғалтқышы бар ұшақтар үшін мынадай:
      ұшақтың конфигурациясы ұшу жағдайында, шасси шығарылған;
      жылдамдығы V4 тең;
      қозғалтқыштар бағыт бойынша биіктікті алу үшін белгіленген режимде жұмыс істеген жағдайларда 1,7% кем болмауға тиіс.

      92. 120 м биіктікке келтірген барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген кезде ұшақтың тік сызықтық ұшудағы биіктікті алудың толық градиенті мынадай жағдайларда:
      ұшақтың конфигурациясы шарықтау жағдайында, шасси шығарылған;
      жылдамдығы V2 тең;
      шарықтау үшін белгіленген режимде қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайларда 0,5% кем болмауға тиіс.

      93. 400 м биіктікке келтірілген барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген кезде ұшақтың тік сызықтық ұшудағы биіктікті алудың толық градиенті мынадай жағдайларда:
      ұшақтың конфигурациясы шарықтау жағдайында, шасси шығарылған;
      жылдамдығы V2 тең;
      қозғалтқыштар бағыт бойынша биіктікті алу үшін белгіленген режимде жұмыс істеген жағдайларда 3 % кем болмауға тиіс.

      94. Бір қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде Н=10,7 м бастап биіктікті алудың таза траекториясы:

      1) шассидің жиналуы аяқталған биіктікке дейін:
      екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 0,5%;
      үш қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 0,9%;
      төрт және одан да көп қозғалтқышы бар ұшақтар үшін 1,0%;

      2) шассидің жиналуы аяқталған биіктіктен бастап:
      екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 0,8%;
      үш қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 0,9%;
      төрт және одан да көп қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 1,0% кем емес градиентті азайтуға баламалы толық траекторияға түзетулерді енгізумен айқындалады.
      Шарықтау таза траекториясының еңісі оның әрбір нүктесінде теріс болмауға тиіс. ҰПБ-да шарықтаудың таза траекториясы кедергілерден кемінде 10,7 м кем емес биіктікте өтуі тексерілуі тиіс.
      1-ескерту. Тетіктемені жинау кемінде 120 м кем емес биіктікте жүргізілуі тиіс.
      2-ескерту. 120 м биіктікке дейін ауалық бұраманы қолмен басқаруға араласуға жол берілмейді.

11. Бағыт бойынша ұшудың сипаттамасы

      95. Бағыт бойынша жылдамдық кемінде 1,30 V сl және Vmах э артық болмауға тиіс, бұл ретте, бір немесе екі істен шыққан сындарлы қозғалтқышпен (екіден көп қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін) ұшудағы бұл жылдамдық бағыт бойынша ұшу кезінде траекторияға қойылатын талаптарды орындауды қамтамасыз ететін жылдамдықтан (осы Норманың 96, 97-тт.) кем болмауға тиіс. Бұл ретте осы Норманың 148 және 151-тармақтарының талаптары ескерілуі тиіс.

      96. ҰПБ-да ұсынылған бір істен шыққан дағдарысты қозғалтқышпен көлбей ұшудағы биіктікте қозғалтқыштар жұмысының биіктікті алу үшін ең жоғары рұқсат берілген режимінде биіктікті алудың таза градиенті оң болуға тиіс. Бұл ретте, таза градиент толық градиентті:
      екі қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін 1,1%;
      үш қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін 1,3%;
      үш санынан асатын қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін 1,4% кеміту жолымен айқындалады.
      ҰПБ-да бір істен шыққан қозғалтқышпен ұшудың белгіленген биіктіктегі бағытын пайдалану үшін таңдалған әрбір нүктесінде жердің деңгейінің ең жоғары биіктігінен кем дегенде 400 м асуға тиіс.

      97. Ең жоғары рұқсат етілетін қону салмағы үшін пайдаланудың күтілетін жағдайларының барлық диапозонында әуе айлағын ең жоғары биіктігінен 400 м асатын биіктікте екі қозғалтқыштары істен шыққан кезде (екеуден асатын қозғалтқыштарға ие болған ұшақтар үшін) белгіленген көлбеу ұшуды орындау мүмкіндігі қамтамасыз етілуі тиіс. Екі қозғалтқышы істен шыққан ұшақтың сипаттамалары толық градиент бойынша айқындалады.

      98. ҰПБ-да белгіленген крейсерлік ұшудың биіктіктерінде ұсынылған жылдамдықта биіктікті алуға арналған барлық қозғалтқыштар жұмысының ең жоғары рұқсат берілген режимін пайдаланған кезде биіктікті алудың толық градиенті 1% кем болмауға тиіс. ҰПБ-да барлық жұмыс істейтін қозғалтқыштарымен биіктікті алу сипаттамалары толық градиент бойынша ұсынылуға тиіс.

      99. Ең жоғары крейсерлік биіктігі 4000 м асатын ұшақтар үшін ҰПБ-да белгіленген пайдалану шектеулерін асырмай 3,5 мин. көп емес уақыт ішінде 4000 м биіктікке дейін ең жоғары крейсерлік биіктіктен ұшақтың шұғыл төмендеу мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс. ҰПБ шұғыл төмендеу режимді орындау жөнінде нұсқауларды қамтуға тиіс.
      Ескерту. Шұғыл төмендеудің уақыты экипаждың шұғыл төмендеуге дайындығына арналған үшін әрекетінің басталу сәтінің және ұшақтың 4000 м биіктікке жеткен сәтінің арасындағы аралық ретінде айқындалады.

12. Ұшуға талап етілетін отын қоры

      100. Ұшақтың осы үлгісін пайдаланудан күтілетін жағдайлардың шегінде отынның негізгі қорын айқындау үшін қажетті отын шығыстарының сипаттамалары келтірілуге тиіс.

      101. Өтемдік отын қоры (бұдан әрі - ӨОҚ) барлық құрамдастарын ескере отырып, белгіленуге тиіс. ӨОҚ-ны құрайтын сандық сипаттамаларын негіздеу бойынша шынайы деректер болмаған жағдайда белгіленетін өтемдік отын қорының салмағы негізгі отын қорының салмағынан 3% болмауы тиіс.
      ҰПБ-да ӨОҚ-ның шамасын айқындауға мүмкіндік беретін материалдар келтірілуі тиіс.

      102. Резервтік отын қоры (бұдан әрі - РОҚ) құрамдастардың жиынтығы ретінде белгіленуі тиіс. Қосалқы әуе айлаққа ұшу орындалатын есептік нүкте ретінде межеленген әуе айлаққа қонуға кіру кезіндегі шешім қабылдау биіктік белгіленеді. Әуе айлақтардың алыстығынан, 400 м биіктікте күтудің ұзақтығынан және ұшақтың қону салмағынан РОҚ-ның есептік тәуелділігі ҰТТБ-да келтірілген.

      103. Талап етілетін отын қоры отын шығыстарының сипаттамаларын нашарлауына немесе ұшу жоспарын өзгертуін мәжбірлеуге тікелей әкелетін бағыттың кез келген нүктесінде ұшақтың функционалдық жүйелерінің істен шығуы туындаған жағдайда ұшуды жалғастыру мүмкіндігін және не ұшқан әуеайлаққа, не межеленген әуеайлағына, не ең жақын орналасқан қосалқы әуеайлаққа қонуды қамтамасыз етуге тиіс.
      1-ескерту. Істен шығу жай-күйлерінде ұшуды жалғастыру мен аяқтау мүмкіндігін талдау 20-20-тармақтың талаптарына сәйкес жүргізілуге тиіс.
      2-ескерту. Екеуден көп қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін оның туындауының есептік мүмкіндігіне қарамастан екі қозғалтқышы бірізділікпен істен шыққан жағдайда 102-тармақтың талаптары орындалуы тиіс.

      104. ҰПБ-да ең аз АНҚ ұшуларды жүргізу жөніндегі қолданыстағы нұсқаулықтарға тиіс белгіленеді.

13. Қону және екінші айналымға кетудің жылдамдықтары

      105. Барлық жұмыс істеген козғалтқыштарымен қонуға кіру кезіндегі Vmіn ең аз эволютивтік жылдамдық сындарлы қозғалтқыш кенеттен істен шыққан кезде ұшақтың тік сызықтық қозғалысын ұстау үшін басқарудың аэродинамалық органдары арқылы ғана ұшақты басқару мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс жылдамдық және бұл ретте:
      кренсіз 5% аспайтын төмендеу градиентімен төмендеу режимін сақтау үшін жұмыс істеген қозғалтқыштардың тартымын (қуаттылығын) ұлғайту кезінде қонуға кіруді жалғастыру;
      жұмыс істеген қозғалтқыштарға қарай 5 о аспайтын крен бұрышымен екінші айналымға кету үшін белгілеген оның ең жоғарғы мәніне дейін жұмыс істеген қозғалтқыштардың тартымын көтерген кезде қонуға (екінші айналымға кету) кіруді үзу мүмкін болады.
      Басқару иінтіректеріндегі күш (күштер бойынша ұшақты қайта теңгерусіз) осы Норманың 121-тармағында көрсетілген олардың мәндерінен аспауға тиіс.
      Vmіn эк анықтамалығы ұшу салмағының және пайдалану орталықтандыруының неғұрлым қолайсыз үйлесімімен барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен қонуға кіру мен қону кезінде барлық мүмкін ұшақ конфигурациясы нұсқаларының жағдайында жүргізілуге тиіс. Ұшақтарда көрсетуі кезінде ТВҚ-дан ауалық бұраманы басқаруға экипаждың араласуына жол берілмейді.

      106. Тиісті конфигурацияларда бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен Vmіn эқ-1 немесе екі жұмыс істемейтін қозғалтқышпен Vmіnэк-2 басталған қонуға кіру кезінде ең төменгі эволютивтік жылдамдықтар ұшақтың тік сызықтық қозғалысын ұстау үшін басқарудың аэродинамикалық органдары арқылы ғана ұшақты басқару мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс жылдамдық және бұл ретте:
      кренсіз (оның ішінде жұмыс істеген қозғалтқыштардың тартымын (қуаттылығын) ұлғайтумен) 5%-дан аспайтын темендеу градиентімен қонуға кіруді орындау;
      жұмыс істеген қозғалтқыштарға қарай 5 о аспайтын крен бұрышымен біреуі немесе екеуі (төрт және одан да көп қозғалтқыштарға ие ұшақтар үшін) жұмыс істемейтен қозғалтқыштарымен екінші айналымға кету үшін белгіленген оның ең жоғарғы мәніне дейін жұмыс істеген қозғалтқыштардың тартымын (қуаттылығын) көтерген кезде қонуға (екінші айналымға кету) кіруді үзу мүмкін болады. Басқару иінтіректеріндегі (күштер бойынша ұшақты қайта теңгерусіз) 121 көрсетілген олардың мәндерінен аспауға тиіс. V mіn эк-1 және Vmіn эқ-2 анықтамалығы бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен немесе екі жұмыс істемейтін қозғалтқышпен ұшақ конфигурациялардың нұсқаларында және ұшу салмағының және пайдалану орталықтандырудың неғұрлым қолайсыз үйлесімімен қону мен қонуға кіруге арналған балық белгіленген жағдайларда жүргізілуі тиіс.

      107. Қонуға кірудің ең төмен көрсету жылдамдығы Vккк mіn қонуға арналған ҰПБ-да ұйғарылған ұшақ конфигурациясының әрбір нұсқасы үшін Дайындаушы белгілейді. Vккк mіn ретінде ұшу сынақтардың нәтижелері бойынша қандай да болса ойдағыдай емес құбылыстар әлі туындамайтын және қиын жағдайлар туындамай, тыныш ауада ұшу кезінде қонуды қауіпсіз аяқтауға және екінші айналымға кету мүмкін болатынын болжау кезінде ең төмен жылдамдық таңдалуы тиіс.
      Осы орайда ұшқыштың керемет шеберлігі мен шектен тыс зейінділігі талап етілуі тиіс емес. Қонуға кіруді, қонуға және екінші айналымға кетуге көрсету процесінде әсер етудің бұрышы а қосым аспауға тиіс, ал басқару иінтірегіндегі күштер - осы Норманың 121-тармағында белгіленген мәндерден аспауға тиіс. Қозғалтқыштар жұмысының режимі ұшақтың осы үлгісі үшін ҰПБ-да белгіленген ең толық төмендеудің n төм төмендеуіне, бірақ барлық жағдайларда кемінде 5%-ға сәйкес келуі тиіс. 60 м биіктіктен бастап қозғалтқыштардың жұмыс режимінің ұлғаюы, жылдамдық пен төмендеу траекториясын дәл ұстауды қамтамасыз ету үшін қажетті сол бір шамалы өзгерістерден басқа, жүргізілуге тиіс. Қону аса сатылас жылдамдықсыз, оғаш болуға тиіс емес, қайтадан шарықтау, қонудағы тұмсықпен тірелу, жалтаруына және басқа да қалаусыз салдарлар үрдісін туындатпай жүргізілуі тиіс.

      108. Қонуға кіру үшін белгіленген ұшақтың барлық конфигурацияларына арналған барлық жұмыс істеген қозғалтқыштар жағдайында қонуға кірудің жылдамдығы Vкк:

      1) 1,3 Vсl

      2) 1,05Vmіnэк;

      3) Vқкк mіn > 200 км/с ұшақтар үшін Vқкк mіn+ 15км/с және Vккк mіn < 200 км/с ұшақтар үшін Vқкк mіn+10км/с

      4) 1,17 Vа қосым кем болмауға тиіс.
      Ескерту. Ықтималдарға қарағанда жиіден көп емес оқиғаларға қатысты қозғалтқыштың істен шығуынан басқа істен шығу жай-күйлері туындаған кезде қонуға кіру және қону жағдайлары үшін Vккк mіn  =1,25 V сl мәнін белгілеуге рұқсат етіледі.

      109. Бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен қонуға кіруге және қонуға белгіленген ұшақ конфигурациясының барлық нұсқаларында бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен қонуға кірудің жылдамдығы Vкк-1:

      1) 1,3 V сl ;

      2) 1,05V mіn эк-1 ;

      3) 1,17Vа қосым кем болмауға тиіс.
      Ескерту. Ықтималдарға қарағанда жиіден көп емес оқиғаларға қатысты және басқа жүйелердің істен шығуынан үйлесімде қозғалтқыштың істен шығуымен байланысты қонуға кіру және қону жағдайлары үшін Vқк =1,25 V сl мәнін белгілеуге рұқсат етіледі.

      110. Жұмыс істемейтін екі қозғалтқышпен қонуға кіруге және қонуға белгіленген ұшақ конфигурациясының барлық нұсқаларында екі жұмыс істемейтін қозғалтқышпен қонуға кірудің жылдамдығы Vқк-2:

      1) 1,25 Vсl;

      2) 1,05Vmіn эк-2.

      111. Қонуға кірудің ең жоғары көрсету жылдамдығы Vккк mіn қонуға арналған ҰПБ-да нұсқама берілген ұшақ конфигурациясының әрбір нұсқасы үшін дайындаушы белгілейді. Қалыпты қонуға арналған белгіленген ұшу әдістемесіне сәйкес осы жылдамдықта қонуға кіру және қонуды орындау кезінде алдыңғы тіректің бірінші жанасу қаупімен, "қозғалып тұруы", қонудағы тұмсықпен тірелу және басқа қалаусыз құбылыстарға ұмтылысымен байланысты ерекше жағдайлар туындамайтыны көрсетілуі тиіс. Vкк mах барлық жағдайларда V кк+25км/с кем болмауға тиіс және ұшақтың қаралып отырған конфигурациялары үшін, оның ішінде шассидің дөңгелектерін пайдалану жөнінде белгіленген шектеулерден аспауы тиіс.

      112. Екінші айналымға кеткен кезде тетіктемені жинау сәтінде ұшақтың жылдамдығы 1,2 Vcl немесе қозғалтқыштар жұмысының Шарықтау режимін пайдалану істен шыққан қозғалтқышпен шығарып тастау жылдамдығын 5%-дан артық кемуге әкелетін, мұнда Vcl өзгерілген конфигурацияға жататын ұшақтар үшін 1,15 Vс1 кем болмауы тиіс.

      113. Екінші айналымға кету үдерісінде ұшақтың жылдамдығы:

      1) 1,2 Vс1 кем болмауға тиіс, мұндағы екінші айналымға кетудің кез келген нүктесінде ағымды конфигурациясына сәйкес келеді. Vс1 кезінде коэффициентті Шарықтау режимін пайдалану істен шыққан қозғалтқышпен шығарып тастау жылдамдығын 5% -дан артық кемуге әкелетін ұшақтар үшін 1,15 дейін төмендетуге рұқсат етіледі;

      2) барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен қонуға кіру кезінде Vс1 min эк+10км/с немесе бір жұмыс істемеген қозғалтқышпен Vmах_эк-1+10км/с кем болмауға тиіс.

14. Қону ара қашықтықтары

      114. Қонуға арналған қону арақашықтығы барлық қалыпты жұмыс істейтін қозғалтқыштарымен, сондай-ақ, егер оның істен шығуы тежеу құралдарының тиімділігін төмендетуге және (немесе) қону конфигурациясын өзгерту (шектеу) қажеттілігіне әкелетін мынадай жағдайларда бір қозғалтқыш істен шыққан кезде айқындалуға тиіс:
      15 м биіктікке дейін қонуға кіру учаскесінде белгіленген төмендеу 5%-дан аспайтын темендеу градиентімен n төм және осы НОРМАның 104-тармағына сәйкес белгіленген жылдамдықпен жүргізілуі тиіс;
      15 м биіктіктен ұшу сәтінен бастап (ұшақ жанасуының күтілетін нүктесінде ШҚЖ деңгейінде) және жанасудан кейін 2 сек. өткен сәтіне дейін ұшақтың қону конфигурациясы өзгерусіз сақталуға тиіс (конфигурацияны автоматты өзгерту жағдайларынан басқа);
      ұшқыштың командасы бойынша экипаж мүшелері орындайтын операциялар үшін команданы берген сәтінен бастап оны орындауды бастау сәтіне дейін 1 сек уақыт аралығы енгізіледі;
      экипаждың сол бір мүшесімен орындалатын және штурвалдың және (немесе) басқыштардың ауыспалығымен байланысты емес операциялар үшін өткен операция аяқталған сәтінен бастап кейінгі басталғанға дейін 1 сек уақыт аралығы енгізіледі;
      қону аса сатылас күштерсіз жүргізілуге тиіс және қайтадан самғау, тұмсықпен тірелу, жалтаруына және басқа да қалаусыз құбылыстарға үрдісін туындатпай 1,5 м/с аспайтын ШҚЖ-на тікелей тию алдында ұшақтың төмендеуі сатылас жылдамдықпен жұмсақ болуға тиіс;
      шасси дөңгелектерінің тежелуі ШҚЖ-ға ұшақ жанасуынан кейін жүргізілуі тиіс, осы орайда ұшақтың авариялық тежеу құралдары пайдаланылуы тиіс емес;
      ұшақтың қосымша тежеу құралдары, мысалы, қозғалтқыштың тартымын кері қимылдату, егер олар қауіпсіз, сенімді және оларды жалпы пайдалануда қолдану ұшақтың басқарылу сипаттамаларының елеулі нашарлауынсыз және экипаждың ерекше шеберлігі мен күштерін қолдануының қажеттілігісіз тұрақты нәтижелер алуға мүмкіндік беретіні дәлелдесе ғана қолданылуы мүмкін.
      Егер осы қосымша тежеу құралдары автоматты түрде іске қосылмаса және тигенге дейін оларды қолдану қалаусыз салдарларға әкелуі мүмкін болмайтыны ұшу сынақтарымен дәлелденбесе, онда оларды қолдануды бастау ШҚЖ-ға ұшақ жанасқаннан кейін 3 сек өткен соң рұқсат беріледі.
      Ескерту. 200 км/с кем қонуға кіру жылдамдықтарымен жергілікті әуе желілерінің ұшақтары үшін биіктіктен қону ара қашықтығын айқындауға:

      1) 5% төмендеу градиенті кезінде 9 м;

      2) 5% артық, бірақ 10%-дан аспайтын төмендеу градиенті кезінде 15 м рұқсат беріледі.

      115. Құрғақ ШҚЖ-ғы үшін қажетті қону ара қашықтығы:
      негізгі әуе айлақтар үшін - 1,67;
      қосалқы әуе айлақтар үшін - 1,43;

      1) коэффициентіне көбейтілген барлық қалыпты жұмыс істеген қозғалтқыштармен қонуды орындаған кезде қону ара қашықтығынан;

      2) бір істен шыққан қозғалтқышпен қонуды орындаған кезде қону ара қашықтығынан қем болмауы тиіс.

      116. Атмосфералық жауын-шашындармен жабылған ШҚЖ үшін қажетті қону ара қашықтығы:

      1) 1,43 коэффициентке көбейтілген барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен және ШҚЖ бетінің қаралып отырған жай-күйлерінде қону кезінде қону ара қашықтығынан;

      2) Осы Норманың 115-тармағы (негізгі әуе айлақтар үшін) бойынша айқындаған қажетті қону ара қашықтығынан кем болмауы тиіс.

      117. Сулы ШҚЖ үшін қажетті қону ара қашықтығына арналған сынақтар кезінде сулы ШҚЖ-да қону ара қашықтықтарды айқындау жүргізілмеген сол жағдайда 1,15 коэффициентіне көбейтілген сулы ШҚЖ үшін өзімен қажетті қону ара қашықтығын көрсету тиіс.

15. Екінші айналымға кетудің градиенттері мен биіктіктері

      118. Екінші айналымға кетудің ең төмен биіктігі барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен де, бір жұмыс істемегенмен де қонуға кіру үшін дайындаушы белгілейді және қонуға кірудің, орталықтандырудың пайдалану жылдамдықтарының және ҰПБ-да белгіленген шектеулердің шектерінде төмендеудің сатылас жылдамдықтарының неғұрлым қолайсыз тіркесімдерінің кезінде екінші айналымға кету кезінде көрсетіледі, бұл ретте:

      1) әсер етудің бұрышы а қосым аспауға тиіс;

      2) шассиді жинауға биіктікті алу режиміне ауысқаннан кейін ғана рұқсат беріледі;

      3) тежеудің аэродинамалық құралдарын жинау және тетіктемені өзгерту екінші айналымға кету туралы шешімді қабылдау сәтіне айналымға кету туралы шешімді қабылдау сәтінен бастап рұқсат етіледі;

      4) ұшқыштың командасы бойынша орындалатын операциялар үшін команданы беру сәтінен бастап оны орындауды бастау сәтіне дейін 1 сек. уақыт аралығы енгізіледі;

      5) экипаждың сол мүшесімен орындалатын басқару иінтіректерінің ауыспалығымен байланысты емес операциялар үшін өткен;

      6) көрсету процесінде ШҚЖ-ға жанасу рұқсат етілмейді.

      119. Екінші айналымға кету кезінде 1,3 Vсl аспайтын жылдамдық жағдайында және мынадай жағдайларда:
      салмақ ең жоғары рұқсат етілетін қону салмағына сәйкес келеді;
      шасси шығарылған;
      екінші айналымға кетуді бастау сәтінен бастап 8 сек. кейін жететін режимінде қозғалтқыштар жұмыс істейді;
      ұшақтың конфигурациясы екінші айналымға кетуге белгіленгенге сәйкес келетін осы Норманың 105-тармағында қөрсетілген жылдамдықтардан кем емес кезінде белгіленген биіктікті алудың толық градиентін жасау мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.

      120. Жұмыс істемеген қозғалтқышпен екінші айналымға кету кезінде 1,5 Vсl аспайтын жылдамдық және мынадай жағдайларда:
      салмағы ең жоғары рұқсат етілетін қону салмағына сәйкес келетін;
      шасси шығарылған;
      екінші айналымға кетуді бастау сәтінен бастап 8 сек. кейін жететін режимінде қозғалтқыштар жұмыс істейтін;
      ұшақтың конфигурациясы екінші айналымға кету үшін белгіленгенге сәйкес келетін осы НОРМАның 104-тармағында көрсетілгеннен кем емес:

      1) екі қозғалтқышы бар ұшақтар үшін - 2,1%;

      2) үш қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін - 2,4%;

      3) төрт және одан да көп санымен қозғалтқыштары бар ұшақтар үшін - 2,7% белгіленген биіктікті алудың толық градиентін жасау мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.

16. Басқару кезіндегі күштер

      121. ҰПБ-да көрсетілген ұшақты ұшыру үшін қажетті, оның ішінде бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен ұшуда, сондай-ақ ықтималдарға қарағанда тым жиі істен шығулар туындаған кезде басқару иінтіректеріндегі ең жоғары күштер абсоютті шама бойынша:
      бойлық басқаруда - 35 кгс;
      көлденең басқаруда - 20 кгс;
      жолдық басқаруда - 70 кгс-тен аспауы тиіс.
      Ұзақ режимдерде күштер бойынша ұшақтың теңгерілуі қамтамасыз етілуге тиіс.

      122. Ықтимал мен өте ықтимал істен шығу жай-күйлері туындаған кезде ұшақты ұшыру үшін қажетті басқару иінтіректеріндегі ең жоғары қысқа мерзімді (30 сек аспайтын) күштер тиісінше:
      бойлық басқаруда - 50 және 60 кгс;
      көлденең басқаруда - 30 және 35 кгс;
      жолдық басқаруда 90 және 105 кгс-тен аспауы тиіс.
      Осы орайда, ұшудың ұзақ режимдерінде ҰПБ-ға сәйкес экипаждың іс-әркеттері кезінде басқару иінтіректеріндегі күштер тиісінше 10,5 және 20 кгс-тен аспауға тиіс.

      123. Тікелей және кері жүрісте иінтіректердегі қүштердің жартылай айырмашылығы сияқты анықталатын басқару иінтіректеріндегі үйкеліс күштерінің шамалары:
      бойлық басқаруда - 4 кгс;
      көлденең басқаруда - 3 кгс;
      жолдық басқаруда - 7 кгс-тен аспауы тиіс.
      Басқару иінтіректердің қозғалту күштері (үйкеліс күштері мен жүктемелік құрылғылардың алдын ала күштерінің жиынтығы) жоғарыда көрсетілген мәндерден екі еседен артық асуға тиіс емес.
      Басқарулардың көлденең және шеткі жағдайларында (жүрістің 80% асатын) 1,5 еседен аспайтын үйкеліс күштерінің көтерілуіне рұқсат етіледі.

      124. Жылдамдық пен ұшу биіктігінің тұрақты мәндері кезінде ҰПБ-да ұсынылатын ұшудың режимдерінде басқару иінтіректерінің жүрісі бойынша күштердің градиенттері үш еседен көп күштердің кенеттен өзгерілуі көзделген (жүктемелік құрылғылардың алдын ала күшінен басқару иінтіректер жағдайларының күштері бойынша теңгерілгеннің жанында немесе пайдалану шектеулерге жақындаған кездегі) жағдайлардан басқа өзгерілуге тиіс емес.

17. Бойлық орнықтылығы мен басқарылуы

      125. Ұшақ ұшудың ҰПБ-да барлық көзделген режимдерінде бойлық қысқа кезеңді қозғалысының қолайлы сипаттамаларына ие болуға тиіс. Қалыпты жүктелімнің салыстырмалы тастандысы /\ --- у таст 0,3 аспайтын, ал жұмыс істеу уақыты t ж.і, төрт секундтан аспайтын болуы ұсынылады.

      126. Бойлық ұзын кезеңді қозғалысының сипаттамалары ұшқыштың бағалауы бойынша ұшақтың ұшуын қиындатпайтындай болуға тиіс.

      127. ҰПБ-да ұсынылған ұшу режимдерінде және ұшақтың конфигурациялары кезінде ҰПБ-да белгіленген nб=0,7 ден nб mах дейін жүктелімдердің диапозонында су <0,9су және тік сызықтық ұшуда белгіленген күштер бойынша теңгерілуі кезінде dPв   және dxв
                                              dny       dny
туындылары теріс болуға тиіс және абсолютті бойынша dPв 10 кгс кем емес құрауға тиіс, ал dxв кем дегенде 5 см ұсынылады.
                      dny
Vмах Э-Vмах мах(Ммах ЭМмах_мах) жылдамдықтарда dPв және dxв өлшемдер
                                               dny      dny
теріс белгіні сақтауға тиіс және ұшқыштың бағалауы бойынша қолайлы шамаға ие болуға тиіс. Тік сызықтық ұшудың бастапқы режиміндегі құштер бойынша ұшақтың теңгерілуі жағдайында бағыт бойынша ұшу үшін ҰПБ-да ұсынылған конфигурациясында а қосым асырмай ең жоғары пайдалану жүктелімді nэ у max_(a) жасау үшін қажетті штурвалдағы күштер бойынша кем дегенде 25 кгс-ты құрауға тиіс.

      128. Тік сызықтық ұшудың бастапқы режиміндегі күштер бойынша ұшақтың теңгерілуі жағдайында ҰПБ-да ұсынылған ұшу режимдерінде және ұшақтың конфигурациялары кезінде nб=0,5 жүктелімге дейін dPв
және dхв                                                       dny
     dny туындылары теріс болуы тиіс.
      "Өзінен" штурвалдың толық ауытқушылығына сәйкес келетін, егер nб Э mіn <0 не жүктеліміне дейін ҰПБ-да белгіленген nб_э_mіn жеткенге дейін dPв және dxв туындылар белгісін өзгертуге
                        dny      dny
рұқсат етіледі. Осы жағдайларда штурвалдағы күштерді азайту олардың ең жоғары шамасынан 30% аспауға тиіс. Ең төменгі жеткен жүктелімде бойлық басқарудағы күштер бойлық басқару жүйесіндегі үйкеліс күштері кем дегенде үш есе асуға тиіс.

      129. ҰПБ-да көзделген ұшақтың барлық конфигурациялары үшін теңгерілу қисығының келбеуі Рв=f(V, М) оң болуға тиіс. Егер осы ретте, ұшқыштың бағалауы бойынша жылдамдық пен қалыпты жүктелім бойынша шектеулердің әдейі емес асырылу мүмкіндігі болмайтын Vmах э -Vmах (Vmах э-Vmах_mах) жылдамдықтарында ғана теңгерілу қисығының теріс көлбеуіне Рв= F(V, М) рұқсат етіледі.
      Егер ұшқыштың бағалауы бойынша ұшақтың сипаттамалары қолайлы болса, теңгерілу қисығының теріс көлбеуіне хв = f(V, М) рұқсат етіледі.

      130. Ұшу-қону тетіктемесін шығарған немесе жинаған, тежеу аэродинамалық құралдарын шығарған немесе жинаған, аз газдан ұшу басталғанға дейін немесе кері қозғалтқыштардың күштерін өзгерткен кезде ұшақтың басқарылуы ұшқыштың оң бағасын алуға тиіс. Осы орайда, ҰПБ-ның нұсқауларына сәйкес ұшақты ұшыру кезінде штурвалдағы бойлық күштердің өзгерісі 10 кгс аспауы ұсынылады.

      131. Тоғыспалы байланыстар ұшуды қиындататын (ұшқыштың бағалауы бойынша) ерекшеліктерді енгізуге тиіс емес nб=1 кезінде тұрақты жылдамдықпен ұшу режимінде сырғанаудың ең жоғары бұрышына жеткен кезде бойлық басқаруда штурвалдағы күштің өзгерісі абсолютті шама бойынша 15 кг-тен асырмау ұсынылады.

      132. Бойлық басқарудың тиімділігі ұшудың ұсынылатын режимдерінің саласында:
      бұрын қол жеткізілетінге қарай а қосым ұшақты шығару не nб=1,5;
      nб=0,5 қол жеткізуді іске асыру жеткілікті болуы тиіс.
      Тұмсықтық дөңгелекті көтерген және ұшақ жерден көтерілген кезде, сондай-ақ қону кезінде, оның ішінде nб=1-ге жанасқан сәтте бойлық басқарудың тиімділік қоры 10% кем болмауы тиіс.
      Ескертпе. Артқы дөңгелегі бар шассиге ие ұшақтар үшін қонуда бойлық басқарудың тиімділік қоры 20%-дан кем болмауы тиіс.

18. Бүйірлі орнықтылық мен басқарылуы

      133. Тіркелген де, босатылған да күйде басқарылатын ұшақтың тербелісті қозғалысы орнықты болуы тиіс. Ұшақтың бүйірлі тербелісінің бастапқы амплитуданың 5% дейін тыншуы бастапқы биіктікті алу үшін және қонуға кіру үшін (Шарықтау жағдайының тетіктемесі кезінде) ҰПБ-да белгіленген режимдерде 12 сек аспайтын мерзімде және ұшудың крейсерлік режимінде 20 сек аспайтын мерзімде болуы ұсынылады.

      134. Ұшақтың шиыршықты қозғалысы бейтарапты не орташа орнықты немесе орташа орнықсыз болуға тиіс. Крейсерлік режимде, биіктікті алу режимінде, қонуға төмендеу мен кірудің 20 о кренімен белгіленген бұрылыста уақыттың екі есе арттыруы немесе крен бұрышының екі есе азаюы крен бойынша штурвалды және тік сызықтық ұшуда оларды күштер бойынша теңгерілуі кезінде (басқару колонкасы жағдайларының бұрылысын күштер бойынша теңгерілуі кезінде) басқыштарды босатқаннан кейін кем дегенде 20 сек болуға тиіс.

      135. Көлденең басқарудың тиімділігі шарықтау (V < V2 жылдамдықтарда) және қонуға кіру (V > Vкк жылдамдықта) режимдерінде, сондай-ақ крейсерлік режимдер мен биіктікті алу және төмендеу режимдерінде 7 сек аспайтын уақыт ішінде белгіленген бұрылыстан 30 о кренімен ұшақтың шығуын және 30 о кренімен қарама қарсы бағытта кіруі осы Норманың 125-тармағында келтірілген аспайтын күштермен 90 о аспайтын крен бойынша басқару штурвалы ғана ауытқушылығы кезінде) қамтамасыз етілуге тиіс. Vmах э- Vmах (Vmах э - Vmах_mах) жылдамдықтарының диапазонында көлденең басқарудың тиімділігін екі есе төмендетілуіне рұқсат етіледі.

      136. Басқару иінтіректерінің өзгеріссіз жағдайларының кезінде ұшақтың крендеу процесінде креннің бұрыштық жылдамдығының азаюы 50% артық болуға тиіс емес және ұшқыштың бағалауы бойынша іздеу бұрышы бойынша шектен тыс тастандысы болуы тиіс емес.

      137. Тік сызықтық ұшудың режимдерінде басқыштардың ауытқушылығына крен бойынша тіке реакцияға ие болуға тиіс. Бұл ретте ұшқыштың бағалауы бойынша крен бұрышы бойынша шектен тыс тастанды болуға тиіс емес. Vmах э - Vmах (Vmах э- Vmах_mах) жылдамдықтарының диапазонында, егер ұшқыштың бағалауы бойынша ол қолайлы болса крен бойынша кері реакцияға рұқсат етіледі.

      138. Жолдық және көлденең басқарудың тиімділігі ҰПБ-да ұсынылған ұшақты ұшыру әдістерін пайдаланған кезде ең жоғары жылдамдықпен ШҚЖ-ның осіне 90 о бұрышпен бүйірден соққан желдің әсерімен шарықтауды, қонуға кіруді және қонуды қамтамасыз етуі тиіс.

      139. ҰПБ-да ұсынылған ұшақтың конфигурациялары кезінде және ұшу жылдамдықтарында басқыштардың бар ауытқушыларымен не 105 кгс басқыштарында күштердің әртүрлігімен, бір жұмыс істемейтін сындарлы қозғалтқышпен ұшуды қоса алғанда айқындалатын сырғанау бұрыштарының шектерінде Рн =f(B) және Рэ = f(B) теңгерілу қисықтығының көлбеуі, сондай-ақ Хн-f1(B) және Хэ=f2(B) теріс болуы тиіс. Басқыштардың 1/2 жүрістен артық ауытқушылығы кезінде жолдық пен бойлық басқаруда күштерді азайтуға, бірақ ең жоғары 30% аспайтын шамасынан рұқсат етіледі, бұл ретте, жолдық пен бойлық иінтіректеріндегі қалдық күштер тиісті басқару жүйесінде үш еседен кем болмайтын үйкеліс шамасынан астам болуы тиіс. Жоғарыда көрсетілген сырғанау бұрыштарының шегінде көлденең басқарудың тиімділігі сырғанау кезінде пайда болатын крен сәтін тәсілдеу үшін жеткілікті болуы тиіс.

19. Қозғалтқыштар істен шыққан кезде ұшақтың орнықтылығы мен басқарылуы

      140. V1 тең немесе одан көп кез келген жылдамдықта сындарлы қозғалтқыш істен шыққаннан кейін шарықтауды жалғастырған және шарықтау режимінде қалған қозғалқыштар жұмыс істеген кезде жолдық пен бойлық басқарудың тиімділігі:
      белгіленген бүйірден соққан жел кезінде ШҚЖ-нан ұшақтың көтерілуіне дейін тік сызықтық екпінін;
      жұмыс істеген қозғалтқыштарға 5 о аспайтын кренімен ұшақ көтерілгеннен кейін тік сызықтық ұшуды;
      козғалтқыш істен шыққан кезде бастапқы траекториядан ауытқушылықты түзету үшін V2 жылдамдықта жұмыс істегендерге де қарай, істен шыққан қозғалтқышқа да қарай бұруларды қамтамасыз ету үшін жеткілікті болуға тиіс.
      Істен шыққан дағдарысты қозғалтқышпен шарықтауды жалғастырған кезде барлық жұмыс істеген қозғалтқыштарымен ұшуды орындауға сәйкес келетін триммерлердің жағдайы кезінде жолдық пен бойлық басқарудың күштері осы Норманың 121-тармағында керсетілген шамалардан аспауға тиіс.

      141. Сындарлы қозғалтқыш істен шыққан және істен шыққаннан кейін 5 сек бойы басқаруға ұшқыш араласпаған кезде ауыспалы процестердің сипаттамалары әсер ету бұрышы бойынша (жүктелімде) және сырғанау бұрышын пайдалану шектеулерден ұшақтың шығуын болдырмайтындай болуға тиіс; осы орайда крен бұрышы абсолютті шама бойынша 30 о аспауға тиіс.
      Көрсетілген талап (барлық жұмыс істеген қозғалтқыштарымен ұшуда күштер бойынша ұшақтың бастапқы теңгерілуі кезінде):
      қозғалтқыштар жұмысының шарықтау режимінде шарықтау конфигурациясында және ҰПБ-да ұсынылған барлық жұмыс істеген қозғалтқыштармен ұшуға арналған жылдамдықта белгіленген биіктікті алу;
      қозғалтқыштардың жұмыс режимінде бағыт бойынша ұшу конфигурациясында ҰПБ-да ұсынылған жылдамдықтардың диапазонында белгіленген биіктікті алу;
      ҰПБ-да ұсынылған қонуға кіру жылдамдықтарында Vқк 5% градиентімен төмендеу үшін қажетті қозғалтқыштар жұмысының режимінде қону конфигурациясында қонуға кіру;
      қозғалтқыштар жұмысының режимінде кету үшін көзделген конфигурацияда және ҰПБ-да ұсынылған жылдамдықтарда екінші айналымға кету режимдерінде орындалуы тиіс.

      142. Бойлық пен жолдық басқарудың тиімділігі барлық пайдалану жылдамдықтар мен ұшудың барлық кезеңдерінде (осы НОРМАның 139 және 140-тармақтарында баяндалған шарықтаудан басқа) істен шыққан дағдарысты қозғалқышпен кренсіз тік сызықтық ұшуды жалғастыру үшін жеткілікті болуы тиіс.
      Триммириялық құрылғылардың тиімділігі істен шыққан сындарлы қозғалқышпен тік сызықтық ұшудың барлық жағдайларында жұмыс істеген қозғалтқыштарға 5 о аспайтын крен бұрышымен ұзақ ұшуда күштер бойынша ұшақты теңгеру үшін жеткілікті болуы тиіс.

      143. Екі сындарлы қозғалтқыш істен шыққаннан кейін (екіден асатын қозғалтқыштары бар ұшақтарда) осы жағдай үшін ҰПБ-да ұсынылған төмендеу, ұзақ ұшу және қонуға кіру режимдерінде бойлық пен жолдық басқарудың тиімділігі:
      ұшудың ұзақ режимдері үшін осы Норманың 122-тармағында келтірілген мәндерден аспайтын басқару иінтіректеріндегі күштер кезінде жұмыс істеген қозғалтқыштарға 5 о аспайтын кренімен тіксызықтық ұшуды;
      ықтимал оқиғалар үшін осы Норманың 122-тармағында келтірілген мәндерден аспайтын басқару күштері кезінде жұмыс істегендерге де қарай, істен шыққан қозғалтқышқа да қарай 15 о кренімен бұруларды орындау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс. Екі істен шыққан қозғалтқышпен қонуға кіру режимінде жұмыс істеген қозғалқыштардың режимі ең жоғарғысына дейін қысқа мерзімді (30 сек аспайтын) артқан жағдайда екіталай оқиғалар үшін осы Норманың 122-тармағында келтірілген мәндерден аспайтын басқару иінтіректеріндегі күштер кезінде жұмыс істеген қозғалтқыштарға 5 о аспайтын кренімен тіксызықтық ұшу мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.

20. Әсер етудің үлкен бұрыштарында ӘК-нің орнықтылығы мен басқарушылығының сипаттамалары

      144. Осы бөлімнің талаптары ҰПБ-да жазылған барлық конфигурациялары, массалары, орталықтандырулары, ұшу биіктіктері, М сандары мен қозғалтқыштар режимдері үшін және егер бөлімнің тиісті тармақтарында ерекше атап өтілмесе, осы сипаттамаларға әсер ететін ұшақтың функционалдық жүйелері қалыпты жұмыс істеген кезде а қосым -дан а шек дейінгі әсер ету бұрыштарының диапазонында ұшақтың орнықтылығы мен басқарылу сипаттамаларына жатады.

      145. Әсер етудің рұқсат етілетін бұрышында а қосым (сб_қосым):
      ұшқыштың бағалауы бойынша тангаж, крен және іздеу бойынша басқарылу қолайлығы; dРв және dxв туындылардың теріс мәндері;
                     dny      dny
      егер осы Норманың 153-тармағына сәйкес а қосым а с тең болып қабылданса а қосым дейінгі әсер ету бұрышы бойынша 3 о кем емес қоры;
      егер а қосым -дан а шек дейінгі әсер ету бұрыштарының диапазонында бойлық орнықтылық сақталса немесе а шек әсер ету бұрышы кезінде штурвалдағы созылмалы күштер (штурвалдың ауытқушылығы) а қосым жағдайында күштің абсолютті шамасы бойынша (штурвалдың ауытқушылықтары) кем емес тек қана жергілікті орнықсыздылық байқалса а шек әсер ету бұрышына дейінгі әсер ету бұрышы бойынша 3 о кем емес қоры;
      - егер а қосым -дан а шек дейінгі әсер ету бұрыштарының диапазонында бойлық орнықсыздылық орын алса және а шек әсер ету бұрышы кезінде штурвалдағы созылмалы күштер (штурвалдың ауытқушылығы) а қосым жағдайында күштің абсолютті шамасы бойынша (штурвалдың ауытқушылықтары) кем болса, және штурвалды жасанды шайқалу, тактикалық дабыл беру немесе штурвалда күштерді кезеңді көтеру түрінде а қосым әсер ету бұрышына жеткені туралы ұшақта дабыл беру болмаса әсер ету бұрышы бойынша 5 о кем емес қоры;
      - әсер ету бұрыштарында а шек дейін алынған көтермелі күш коэффициентінің ең жоғары мәнінен 10% кем емес қоры;
      ұшқыштың бағалауы бойынша өздігінен рұқсат етілмейтін кез келген осьқа қатысты ұшақ тербелісінің болмауы;
      ұшуды қиындататын немесе конструкцияның мықтылығына қатысты қауіпті шайқалуы болмауы;
      күштік қондырғы мен басқа жүйелерінің қызмет етуін ұстау үшін экипаждың қосымша іс-әрекеттерінің қажеттілігін болмауы қамтамасыз етілуге тиіс.

      146. Ұшудың крейсерлік режимдерінде, сондай-ақ бағыт бойынша биіктікті алу мен төмендеу режимдерінде а қосым әсер етудің рұқсат етілетін бұрышына ұшақты шығаруға қажетті штурвалға күштер абсолюттік шама бойынша кемінде 25 кгс (тік сызықтық ұшудың бастапқы режимінде күштер бойынша ұшақты теңестіру кезінде) құрауға тиіс.
      Егер:
      а қосым -дан а шек дейінгі әсер ету бұрыштарының диапазонында теңестіру қисықтардың көлбеуі Рв=f1(а) және хв=f2(a) теріс болып сақталса;
      ұшақта а қосым әсер ету бұрышын жеткені туралы штурвалдың жасанды селкілдеу, ырғақты дабыл беру немесе штурвалда күштерді кезеңді көбейту түрінде дабыл беру болса көрсетілген күштерді 15 кгс дейін төмендетуге рұқсат етіледі.

      147. а қосым сәйкес келетін әсер ету бұрыштарында ұшқыштың бағалауы бойынша жеткілікті қарқынды және тек қана осы бұрыштарға сипатты ұшқыш тура және оңай танитын және тіпті а шек дейін әсер ету бұрышын одан әрі көбейткен кезде жоғалмайтын табиғи немесе жасанды ескертуші белгілер уақытылы пайда болуы тиіс. Қабылдауға лайық ескертуші белгілер:
      механизацияны шығарған кездегі немесе істен шыққан қозғалтқышпен ұшқан кездегі селкілдеуден айырмашылығы бар басқару конструкциялардың және/немесе иінтіректердің селкілдеуі;
      жарық дабыл берумен қосарланатын ұшақтағы басқа дыбыстық дабыл берушілерден айырмашылығы бар дыбыстық дабыл беру болып табылады; осы орайда тіпті ашек дейін ағымды әсер ету бұрышының индикациясы қамтамасыз етілуі тиіс. Ескертуші белгілер ұшақты қалыпты әсер ету бұрыштарына ауыстыруға қедергі жасауы тиіс емес.

      148. Ұшудың крейсерлік режимдерінде, сондай-ақ бағыт бойынша биіктікті алу мен төмендеу режимдерінде желдің басталуына Н < 7 км кезінде W1=9 м/с Н>7 км кезінде W1=9-0,5(Н-7), бірақ барлық жағдайларда W 1 > 6,5 м/с, яғни а о АІІ > аАІ + Wl 57,3(W 1 >6,5і /n),
                                           Vl
сәттік кіруінен әсер ету бұрышының өсіміне сәйкес келетін ақосым дейін әсер ету бұрышы бойынша қор қамтамасыз етілуге тиіс, мұндағы ао дұ - деңгейлес тік сызықтық ұшудағы әсер ету бұрышы.
      Осы орайда ақосым -дан шығу кезіндегі жүктелімнің өсімі кемінде /\ nу=0,5 болуға тиіс.

      149. ашек әсер ету бұрышында сипаттамалары осы Норманың 153-тармағынын талаптары қанағаттандырмайтын құлауы туындауға тиіс емес. Әсер ету бұрыштарында тіпті ашек дейінгі тым болмағанда қозғалтқыштардың біреуін ажыратуды талап ететін (помпаж және т.б.) күштік қондырғылардың жұмыс қабілеттілігін бұзуға жол берілмейді.

      150. а қосым -дан а шек дейін асатын әсер ету бұрыштарына шығарғаннан кейін бағыт бойынша ұшу, күту, айналым бойынша ұшу, қонуға кіру, екінші айналымға кету, шарықтау мен қону кезінде (конфигурациялар, қозғалтқыштар жұмысының режимдері кезінде және тік сызықтық ұшуға сәйкес келетін күштер бойынша теңестіру кезінде) крейсерлік ұшу режимдерде:
      штурвалда тартылмалы теңдестіру күштерді 50% аспайтын ең жоғары шамадан азайтуға рұқсат етіледі, бұл ретте ең төменгі күш кемінде 15 кгс болуы тиіс;
      60 кгс-тен аспайтын күшімен штурвалдың "өзінен" ауытқуы кезінде, ұшқыштың бағалауы бойынша, ұшақ жеткілікті тез және ұшудың ерекше әдістерін қолданбай бастапқы режиміне қайтып келуге тиіс. Бұл ретте кемінде 3 град/сек2 тангаждың теріс бұрыштық жылдамдығы ұсынылады.

      151. Ұшудың крейсерлік режимдерінде, сондай-ақ бағыт бойынша ұшу кезінде биіктікті алу мен төмендеу режимдерінде кем дегенде 18м/с тиімді индикаторлық жылдамдықпен желдің сатылас басталуымен сәйкес келетін ашек дейін әсер ету бұрышы бойынша қор қамтамасыз етілуге тиіс. Бұл ретте, осы режимге тиісті штурвалдың теңдестіру жағдайы ұшақтың бастапқы режиміне қайтып келуі қамтамасыз етілуге тиіс.

      152. а қосым -дан асатын (3.2.44) әсер ету бұрыштарында ұшақтың сипаттамалары құлауға дейін не:
      тік сызықтық ұшуда 1 сек. ішінде 2 км/сағ. аспайтын қарқынмен аз газдың режимінде, сондай-ақ ең жоғары мүмкін қарқынымен (деңгейлес ұшуға келетін) барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайда орындалатын тежеу;
      тік сызықтық ұшуда 1 сек. ішінде 2 км/сағ. аспайтын қарқынымен және 30 о крен бұрышымен бұрылған кезде V=1,3-1,4Vсl жылдамдықты белгіленген деңгейлес ұшуға сәйкес келетін режимде барлық қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайда тежеу;
      жұмыс істеген қозғалтқыштарға 5 о аспайтын крен бұрышымен тіксызықтық ұшуда 1 сек. ішінде 2 км/сағ. аспайтын қарқынымын бір істен шыққан қозғалтқышпен ұшу биіктігі үшін ҰПБ-да нұсқама берілген режим бір істен шыққан сындарлы қозғалтқышпен қалған қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайда тежеу;
      V=1,3-1,4Vcl бастапқы режимде тік сызықтық ұшуда 1 сек. ішінде 2 км/сағ. аспайтын қарқынымын номиналь режимде қозғалтқыштар жұмыс істеген жағдайда орындалатын тежеу;
      деңгейлес ұшуға және тіксызықтық ұшудың бастапқы режимінде күштер бойынша ұшақтың теңдестіруіне сәйкес келетін қозғалтқыштар режимі жағдайында V=1,3-1,4Vcl -дан Кmах э жылдамдықтардың диапазонында (4.1.3.1) бағыт бойынша ұшу конфигурациясында бірліктен асатын жүктіліммен маневр жасау процесінде ашек дейін көрсетілуі тиіс.
      1-ескерту. ашек шығуымен ұшақты сынақтан өткізу алдында (48-тармақтың 45-тармақшасы) аэродинамикалық трубада үлгілер немесе ұшып жүрген үлгілер сынақтарының материалдары бойынша 5-15 о -қа а шек асатын әсер ету бұрыштарынан ұшақты шығару мүмкіндігі көрсетілуге тиіс (48-тармақтың 45-тармақшасы).
      2-ескерту. Шығарылған тетіктемесімен ұшақты тежеу 6000 м. аспайтын биіктікте көрсетілуі тиіс.

21. Құлау сипаттамаларына қойылатын талаптар

      153. Егер ашек әсер ету бұрышы құлаумен анықталса, онда құлау процесінде және ұшақты деңгейлес ұшуға шығарған кезде:
      пайдалану әсер ету бұрыштарына ұшудың қалыпты әдістерімен ұшақты шығаруға кедергі жасайтын құбылыстарға;
      қозғалтқыштардың симметриялық тартымы кезінде 40 о асатын крен бұрышы өсіміне;
      жылдамдық пен жүктелім бойынша пайдалану шектеулердің асыруға;
      ұшақтың конфигурациясын өзгертуге, рұқсат етілмейді.

22. Әуе айлағы бойынша ұшақтың қозғалысы

      154. ҰПБ-на сәйкес ұшу кезінде әуе айлағы бойынша ұшақтың жылжуы (рульдеу, екпіні, шарықтау мен жарысы үзілген) процесінде қауіпсіздіктің бүйірлі жолақтарына және барлық жүйелердің қалыпты жұмыс істеу кезінде де, шекті ықтималдарға қарағанда тым жиі әуе айлағы бойынша жылжуға әсер етуші істен шығулар туындаған қезде де пайдаланудың барлық диапазонында күтілетін жағдайларда ҚШЖ тыс ұшақтың жылжуы қамтамасыз етілуге тиіс. Басқару иінтіректеріндегі қажетті күштер осы Норманың 121-тармағында көрсетілген мәндерден аспауы тиіс.

      155. Тежеуіштерді, кері қимылдау құрылғылармен және басқарудың құралдарымен пайдалану тангаждың, креннің және іздеудің қиын тәсілденетін сәттері пайда болу салдарынан ұшуда қиыншылдықтарға, сондай-ақ ұшқыштың бағалауы бойынша басқару тиімділігінің едәуір азаюына және т.б. әкелуі тиіс емес.

      156. Бүйірден соққан желдің ең жоғары мәндері мен пайдалану үшін рұқсат берілген ЖҚЖ-ның барлық жай-күйлерінде тежеуіштерді және қозғалтқыштарды симметриялық емес басқаруды қолданбай әуе айлағы бойынша қозғалудың тапсырылған бағытын ұстау үшін екпінді алған және жүгірісі кезінде ұшақ жеткілікті басқарушылыққа ие болуы тиіс. Басқарылмайтын бұрылысқа, "қозғалып тұруына" және т.б. беталысы болмауы тиіс.

      157. Егер ҰПБ-да шассилары қалыпты схемаға ие (тұмсықтың тірек пен бұрылмайтын бас тіреулері) ұшақтар үшін алдын алу бұрышымен қонуы әдістемесі ұсынылған жағдайда, көтерілген тұмсықтық тірегімен негізгі дөңгелектерді басқарушылығы алдын алу бұрышын жою үшін жеткілікті болуға тиіс.

      158. Алдын алу бұрышымен қонуы әдістемесі ұсынылған шассилардың қалыпты схемасына ие ұшақтар үшін түсірілген алдыңғы тірегімен жүгірісте басқарушылығы ұшақтың осі мен қонуға кірудің және жылжудың тапсырылған бағытын ұстау кезінде алдын алу бұрышына шамасы бойынша тең жол жылдамдығының векторы арасындағы бұрышты жою үшін жеткілікті болуға тиіс. Көрсетілген талап пайдаланудың күтілетін жағдайлардың барлық диапазонында қамтамасыз етілуге тиіс.

      159. Өте ықтималға қарағанда тым жиі оқиғаларға жататын және әуе айлағы бойынша қозғалуға әсер етуші ұшақтың жүйелері істен шыққан кезде ұшақ өзіне тапсырылған жылжу бағытын ұстау үшін жеткілікті басқарулыққа ие болуға тиіс.
      Көрсетілген талап бүйірден соққан желдің ең жоғары мәндері мен пайдалану үшін рұқсат берілген ШҚЖ-ның барлық жай-күйлерінде қамтамасыз етілуге тиіс.

23. Ұшақ конструкцияның беріктігі

      160. Ұшақты есептеу мен оның статикалық сынақтардан өткізу үшін оның әртүрлі бөліктерін (қанатын, қанатшасын, шассиін және т.б.) жүктеменің неғұрлым қиын ахуалдарын шарттасылған ұшақтың бірқатар жағдайлары (пайдалану режимдері) таңдалған. Осы жағдайлар (пайдалану режимдері) 4-бөлімде жүктеме жағдайлары деп аталады. Жүктеменің әрбір жағдайы өзінің әріптік белгісіне ие, оның үстіне, егер ұшақтың сол бір қалыптағы ахуалы (пайдалану режимі) оның бірнеше бөліктерінің есебі шарттасқанда, оның әрбір бөлігі үшін беріктікке қойылатын талаптарда, әдетте, сол бір әріппен, бірақ әрбір бөлігі үшін әртүрлі индексімен белгіленетін жүктеменің сол біреуі қайталанды. Бұдан басқа ұшақтың кейбір бөліктері үшін есепті жағдайлар тапсырылған, яғни ауада және жерде тынықсыз ауада ұшқан кезде, шарықтау мен қону кезінде сол бір және өзге маневрлерді ұшақ жасаған жағдайда қаралып отырған бөлікке әрекет ететін жүктемелерді айқындау үшін қажетті жағдайлар. 4-бөлімде сондай-ақ динамикалық жүктеме кезінде барлық ұшаққа жүктемелерді айқындау үшін есепті жағдайлар тапсырылған. 4-бөлімде оның күштік конструкциясын құрайтын ұшақ бөліктерін жүктеме жағдайлары келтірілген. Егер оның деформациясы болған кезде жабдықтың немесе ұшақтың функционалдық жүйелерінің элементтері негізгі күштік конструкцияның жұмысына іске қосылса, онда осы элементтер олар орналасқан (ішінде) ұшақтың бөліктерін жүктеу жағдайында, жабдық немесе жүйелер элементтерінің функционалдық мақсаттылығымен байланысты бір мезетте әрекет етуші жүктемелер үйлесімінде беріктікке тексерілуге тиіс. 23-49 тарауда жүктеу жағдайларына беріктікті тексеру олардың функционалдық мақсаттылығына сәйкес техникалық жағдайлары бойынша осы жабдықтың және жүйелердің элементтері өтуге тиіс беріктікті тексеру қажеттілігін жоймайды.

      161. 23-49 тарауларда келтірілген беріктікке қойылатын талаптар артқы қауырсыны бар қалыпты схемадағы ұшаққа қатысты. Өзге схемадағы ұшақтар үшін қажетті нақтылаулар дайындаушы әзірлеуге және дайындаушы мемлекеттің құзыретті органымен келісілуі тиіс.

24. Есептік жүктемелерді айқындау

      162. Ұшақ конструкцияның және оның жекелеген бөліктерінің статикалық беріктілігі есептік жүктемелерге тексеріледі. Осы НОРМАның 196-тармағында келтірілген жүктеме жағдайларына (есептік жағдайларға) сәйкес Р П пайдалану жүктемелер айқындалады, олар пайдалануда шекті мүмкіндігі бар жүктеме деңгейін сипаттайды. Р р есептік жүктемелер пайдалану жүктемелерді тиісті f қауіпсіз коэффициентіне көбейту арқылы айқындалады, яғни P p =fP П .
      Осы Норманың 229, 247, 248-тармақтарындағы жүктеме жағдайлары ерекше болып табылады, мұнда есептік жүктеме тікелей беріледі.
      Егер қаралып отырған жүктеме жағдайға (жағдайларға) қауіпсіздік коэффициентінің өзге шамасын белгілеу туралы арнайы нұсқау болмаса, қауіпсіздік коэффициенті 1,50 тең болып қабылданады.
      Осы баптың талаптарында конструкцияның жекелеген бөліктері (элементтері) үшін fқосым қосымша қауіпсіздік коэффициентерін енгізу көзделген. Осы бөліктердің (элементтердің) статикалық беріктігі бұл бөлікке (элементке) жататын fқосым мәндерінен неғұрлым үлкеніне көбейтілген есептік жүктемеге тексерілуге тиіс.

      163. Конструкция тұтастай тым болмаса үш секунд ішінде бұзылмай есептік жүктемелерге шыдауға тиіс. Дегенмен, егер конструкцияның беріктігі жүктеменің іс жүзіндегі жағдайларын имитациялайтын динамикалық сынақтармен расталса, осы талап қолданылмайды.

      164. Аэродинамикалық жүктемелерді айқындау. Аэродинамикалық жүктеменің шамасын және оны ұшақтың әртүрлі бөліктеріне үлестіру аэродинамикалық түтіктерде осы ұшақ үлгілерінің сынақ материалдары бойынша айқындаған жөн. Аэродинамикалық түтіктерде үлгілердің сынақтары қаралып отырған жүктеменің тиісті жағдайларында бұрыштар өзгерістерінің диапозынын қамтитын әсер ету мен сырғу әртүрлі бұрыштарының, басқару мен тетіктеме органдарының ауытқу бұрыштарының кезінде жүргізілуге тиіс. Осындай материалдар болмаған жағдайда аэродинамикалық жүктеменің шамасын және оны үлестіруін қаралып отырғанға жақын ұшақтардың үлгілерін аэродинамикалық түтіктерде немесе тиісті есептердің негізінде айқындауға рұқсат беріледі. Жүктеменің шамасын дайындаушы белгілейді.

      165. Ауаның қысылу әсерін есепке алу. Шаманы және жүктемені бөлуді айқындаған кезде ауаның қысылу әсерін ескерген жөн. 0,70 көп ұшудың М саны кезінде жүктемені бөлу қаралып отырғаннан 0,05 көп М санына дейін алынуға тиіс (М - сермеу саны, газ (ауа) ортасында қозғалатын ӘК жылдамдығының осы ортадағы дыбыс жылдамдығына қатынасы). Осы сынақтар материалдарының негізінде есептеу үшін беріктік шарттары бойынша неғұрлым қолайсыз М саны кезінде құлашы бойынша және кескіні (контуры) бойынша таңдалуға тиіс.

      166. Серпімділік деформациялардың әсерін есепке алу. Ұшақ конструкциясының серпімділік деформациясы оның агрегаттарына жүктемелердің көбеюіне әкеледі, осы деформациялар әсерін есепке алу міндетті болып табылады. Жеткілікті деректер болған кезде аэродинамикалық жүктемені үлестіруге және, сондай-ақ жүктемелерді азайтуға әкелетін жағдайда ұшақтың аэродинамикалық коэффициенттеріне ұшақ конструкциясының серпімділік деформацияларын есепке алу рұқсат беріледі.

      167. Жүктеудің динамикалық әсерін есепке алу. 28-39 тараулардағы талаптардағы жүктемелер ұшақ конструкциясының серпімділік тербелістері кезінде туындайтын екпіндік күштерді есепке алмай тапсырылған. Егер осы тербелістердің өзіндік жиіліктері керсетілген инерциялық күштердің әсерінің мүмкіндігі елеулі болса, жүктемелерді осы әсерді ескере отырып айқындау, сондай-ақ қажетті жағдайда, зертханалық пен тиісті ұшу зерттеулерді жүргізу қажет. Тынықсыз ауада ұшу жағдайлары мен қону үшін динамикалық жүктеуді есептік жағдайларға сәйкес айқындаған жөн.
      Егер ұшақ беріктігін теқсеру динамикалық жүктеу әсерін ескере отырып айқындалған жүктемелерге тынықсыз ауада ұшу кезінде немесе қонған кезде жүктеу жағдайларында жүргізілсе, қанатты, фюзеляжды, қозғалтқыштардың астындағы қондырғыларды және т.б. тиісті жүктеу жағдайлары 4.2 бойынша қаралмайды.

      168. Автоматты жүйелердің әсерін есепке алу. Егер жүктемелер ұшақ жылжуын есептеу жолымен (мысалы, тынықсыз ауада ұшу кезінде динамикалық жүктемелерді айқындаған кезде, қанатшалардың маневрлік жүктемелерді айқындаған кезде) айқындалса, ұшақтағы автоматты жүйелердің әсерін назарға алынуға тиіс.
      Егер автоматты жүйе істен шыққан кезде ұшу мүмкіндігі көзделсе, жүктемелер сондай-ақ істен шыққан жүйенің ықпалынсыз айқындалуға тиіс, егер ұшақтың сол бір немесе өзге бөлігіне беріктікке қойылған талаптарда осындай істен шығуды қарамауға болады деген нұсқау болмаса. Автоматты жүйе істен шыққан кезде айқындалған жүктемелер үшін қауіпсіздік коэффициентін 13% төмендетуге рұқсат беріледі, дегенмен, басқару тартымының элементтері үшін f=1,50-ден кем емес, ал қалған агрегаттар үшін f=1,30-дан кем емес қауіпсіздік коэффициентін алған жөн.

      169. Тозу әсерін есепке алу. Егер ұшақ конструкциясы жекелеген элементтерінің қозғалмалы қосылыстарының тозуы беріктіктің төмендеуіне және (немесе) жүктемелердің көбеюіне әкелуі мүмкін болса, осы элементтердің беріктігіне есеп үйкелісетін беттерінің ең жоғары рұқсат етілетін тозуын ескере отырып, жүргізілуі тиіс.

      170. Ұшақты теңестіру. 4-бөлімде жүктеудің бірқатар жағдайлары үшін ұшақты теңестіруге қатысты нұсқаулар берілген. Осы нұсқаулар жоқ немесе жеткілікті толық болмаған жерлерде ұшақты бір жақты теңестіру үшін төменде келтірілген нұсқауларды пайдаланған жөн.
      Егер жүктеудің қаралып отырған жағдайының мағынасы бойынша ұшақтың тепе-теңдігі аэродинамикалық күштердің қатысуымен жүзеге асырылуы анық болмаса (жүктеу жағдайын сипаттаған кезде берілетін күштерден басқа), теңестіруді екпіндік күштер арқылы жүргізген жөн.
      Жүктеудің бірқатар жағдайларында қаралып отырған бөлікке әрекет ететін басқа аэродинамикалық күштердің болуы айқын болып табылады: мысалы, сатылас қанатшаларды жүктеу жағдайларында сырғу бұрышының болуы барлық ұшақта аэродинамикалық күштердің пайда болуына және теңестіру үшін қажетті екпіндік күштерді айқындаған кезде олар ескерілуі тиіс.
      Егер жүктемелер ұшақтың қозғалысы қаралғаннан айқындалса (мысалы, қанатшаларға маневрлік жүктемелерді есептеген кезде, жүктемелердің серпіндік әрекет етуін есептеген кезде), қаралып отырған бөлікке және жалпы ұшаққа әрекет етуші аэродинамикалық пен екпіндік жүктемелер қозғалу өлшемдерінің есептерінен алынғандар (әсер ету мен сырғу бұрыштарынан, сызықтық пен бұрыштық жылдамдықтары және үдеулері негізінде) айқындалады.
      Деңгейлес қанатша теңестіруші жүктемемен жүктеу жағдайларында көлденең осьқа қатысты ұшақтың тепе-теңдігі (ауырлық күшінен басқа) аэродинамикалық трубалардағы сынақтардан алынуы мүмкін аэродинамикалық күшпен жүзеге асырылатыны анық болса да, дегенмен, егер қанат пен фюзеляж бойынша қысымды үлестіруге сынақтардың материалдары деңгейлес емес қанатша шығу ұшақ үлгілерін салмақты сынақтардың материалдарымен келісілмесе, осы оське қатысты сәттерді теңестіру үшін шартты күштерді қосуға рұқсат беріледі. Осыны сондай-ақ, егер қысымдарды үлестіруге сынақтардың материалдары болмаған немесе жеткіліксіз көлемде болса және басқа жақындатылған әдістерді пайдалануға мәжбүр етсе, жасауға болады. Теңестірудің осындай тәсілін басқа да ұқсас жағдайларда қолдануға болады. Теңестіру үшін салынатын шартты күштерді ұшақтың қаралып отырған бөлігіне жүктемені төмендетпейтіндей таңдаған жөн. Шартты күштерді, сондай-ақ барынша тура теңестіру жүктеу жағдайларында көзделген қанатқа жүктемелерді өзгертуге әкелетін кезде де пайдалануға рұқсат беріледі.
      Ұшақ бөлігін жүктеудің қандай да болса жағдайы үшін теңестіруге қатысатын күштердің әрекетіне (егер олар шартты болмаса) осы күштер есепті болуы мүмкін ұшақтың, сондай-ақ басқа бөліктерін тексеру қажет. Бұл ретте, егер арнайы айтылмаса, қауіпсіздік коэффициенті жүктеудің қаралып отырған жағдайына сәйкес алынады.
      Ұшақтың әртүрлі бөліктері үшін тапсырылған жүктеу жағдайларынан басқа, ұшақты тежеу мен екпін алу мүмкіндігі жағдайларын қараған жөн. Осы орайда, пайда болатын инерциялық күштер олар үшін бұл күштер маңызды болып табылатын ұшақтың сол бір бөліктерінің беріктігін айқындаған кезде ескерілуге тиіс. Бұл, ішінара, бактардың беріктігіне қатысты, өйткені олардағы қысым екпіндік күштерге байланысты.

      171. Координаттардың жүйелері мен өлшем бірлігі. 4-бөлімде, егер ерекше айтылмаса, координаттардың байланысқан жүйесі мен 3-бапдағы 3.4 суретте көрсетілген белгілер тәртібі қолданылады. 4-бөлімде қабылданған өлшем бірліктерінің жүйесі кг-м-с (килограмм, метр, секунд). Алайда, әдетте, мөлшер коэффициенттері пайдаланылатын тәуелділер үшін жақшаның ішінде кгс-м-с бірліктерінің жүйесінде тиісті сөздер келтіріледі (килограмм-күш, метр, секунд).

25. Ұшақтың есептік салмақтары

      172. Ұшақтың есептік шарықтау салмағына m шар. жүктеменің барлық көзделген нұсқаларында қалыпты пайдалану жағдайларында ұшақтың ең жоғары салмағы (екпіннің алдында) алынады.

      173. Осы бапта тапсырылған жағдайларға сәйкес жүктеудің ұшу жағдайларында беріктікке тексеру өткізілуі қажет ұшақтың ұшу салмағы m ұшудың сол бір немесе өзге конфигурациясына және биіктігіне жету сәтіне жұмсалған отынның ең аз мөлшерін шегеріп, есептік шарықтау салмағынан отыны жоқ ұшақтың салмағына дейінгі диапазонында қаралады. Алайда, қаралып отырған коммерциялық жүктемемен және отынның ең аз аэронавигациялық қорымен ұшақ салмағынан аз ұшу салмақтары үшін беріктікті тексеруді маневр мен деңгейлес екпіннің тиімді жылдамдығы кезінде, бірақ 4.1.4 келтірілген тиісінше 0,9nЭmах(a) және 0,85 W кем емес пайдалану жүктелімнің азайтылған ең жоғары мәндерінде жүргізуге болады.

      174. Есептік қону салмағын m қон. Дайындаушы белгілейді, бірақ қалыпты коммерциялық жүктемемен және отынның ең аз аэронавигациялық қорымен кемінде ұшақ салмағымен алынады. ҰПБ-да қонулар, әдетте, mқон mах=1,1mқон-Дан (mқон mах - ұшақтың ең жоғары қону салмағы) үлкен салмақпен жүргізілуге тиіс емес, ал mқон mах асатын салмағымен mшар дейінгі қонулардың саны қонулардың барлық санынан 3% аспайтынды құрастыруы тиіс екені көрсетілуі тиіс.
      mшар/ mқон қатынасы 1,5 аспайтындай есептік қону салмағының мәнін таңдау ұсынылады.

      175. Есептік шарықтау, ұшу және есептік қону салмағы үшін пайдалануда мүмкін ұшақты жүктеудің әртүрлі нұсқалары қаралуға тиіс.

26. Ұшақтың жылдамдықтары

      176. V mаx п ең жоғары пайдалану жылдамдығы үшін ұшқыш деңгейлес ұшу режимінде де, биіктікті алу кезінде де және төмендеу кезінде де қалыпты пайдалану жағдайында әдейі асыруға тиіс емес жылдамдықты алған жөн.

      177. Vmах max есептік шекті жылдамдық ұшу қателіктерінің есебінен де, елеулі атмосфералық қарсылықтарымен ұшақтың кездесу салдарынан да әдейі емес Vmах п жылдамдықты асыру мүмкіндігін ескере отырып белгіленеді.
      Осындай маневрді жасаған кезде Vmax max жылдамдықты асырмайтын есеппен көрсетілуге тиіс.
      Ұшақ Vmах п жылдамдықпен белгіленген деңгейлес ұшудан 7,5 0 траекторияның көлбеу бұрышымен төмендеуге өтсе және nу=1,5 асырмай жиырма секундттан кейін (20 сек) төмендеуден шығатыны алынады. Төмендеген кезде қозғалтқыштардың жұмыс істеуі төмендегенге дейінгідей болып қалады. Ұшақтың қарсылығын немесе қозғалтқыштардың тартымын автоматты өзгертетін конструктивті кұрылғылары болған кезде оларды төмендеу траекториясын талдаған кезде есепке алуға рұқсат беріледі. Кабрирлеу басталу сәтінде қозғалтқыштар тартымын азайтуға және ұшқыш басқаратын аэродинамикалық тежегіш құрылғыларды қолдануға жол беріледі.
      Барлық жағдайларда Vmах mах және Vmах п арасындағы қор кем дегенде 50 км/са құрауға тиіс, ал Vmах п М санымен шектелген биіктіктерде Мmах mах > Мmах п +0,05 болуға тиіс.

      178. Ауытқыған тетіктемесі бар ұшақтың конфигурациясы үшін:
      Vmах б - олардың ауытқу 5 бұрыштарының құрамдастарын қолдану жағдайлары бойынша әрқайсысы үшін мүмкін ауытқыған жалғасқанатшаларымен және (немесе) алдыңғы қанатшаларымен ұшуға рұқсат берілетін ұшақтың ең жоғары жылдамдығы;
      Vmах_ш.ж.ш - шассиді шығару мен жинау жүргізілуі мүмкін ұшақтың ең жоғары жылдамдығы;
      Vmах_ш - шығарылған шассимен ұшу жүргізілуі мүмкін ұшақтың ең жоғары жылдамдығы.

      179. Норманың 176-178-тармақтарында көрсетілген жылдамдықтарды Дайындаушы белгілейді. Бұл (немесе аз) жылдамдықтар (м саны) ҰПБ-ға енгізіледі.
      Ескертулер. 1. Егер ұшақта осы бапта қаралғаннан айырмашылығы бар тетіктеме болса, ауытқыған тетіктемесі бар ұшақтың беріктігі тексерілуге тиіс ең жоғары жылдамдықты сондай-ақ Дайындаушы белгілейді және осы жылдамдықтың шамасы (немесе оның шамалы мәні) ҰПБ-на енгізілуге тиіс.
      2. 4-бөлімдегі барлық жерде, арнайы айтылмаса, ұшақтың ұшу жылдамдығы индикаторлық болады.

27. Жүктеудің ұшу жағдайлары үшін пайдалану жүктелімдері

      180. Теменде маневр кезінде және тынықсыз ауада ұшқанда ұшақ ауырлығының ортасында қалыпты жүктелімдерді (байланысқан ось Ү бағыты бойынша) айқындауға қатысты нұсқаулар келтірілген.
      Жүктелімдер ұшудың барлық биіктіктері және ұшақтың барлық ұшу салмақтары үшін айқындалуы тиіс.

      181. Жиналған шарықтау-қону механизациясымен ұшақтың маневрі кезінде ең жоғары пайдалану жүктелімді мынадай сипатта:
      m < 8000 кг кезінде n э у max(a) =3,8,
      m >27500 кг кезінде n э у max(a) = 2,5 айқындалуға тиіс.
      Ұшу салмағының m аралық мәндері үшін n э у max(a) шамасы мынадай формула бойынша айқындалады:

nэ у max(a) =1 +250
            ____
          \/ m

      Маневрлеу жүктелімнің шамалы мәні ұшақтың конструктивтік пен аэродинамикалық ерекшеліктері ұшуда осы мәннің аспауына кепілдік беретін жағдайда ғана алынуы мүмкін.
      Ескерту. Vmax п < 100 м/с ұшақтар үшін n э у max(a) шамасын дайындаушы белгілейді және тиісті негіздемелерді ұсына отырып, дайындаушы мемлекеттің құзыретті органымен келіседі.

      182. Жиналған шарықтау-қону тетіктемесі бар маневрлеу кезіндегі ең аз пайдалану жүктелім 1,00-ден кем емес абсолютті шама бойынша алынуы тиіс, яғни nэу max(a) < -1,00.

      183. Шығарылған шарықтау-қону тетіктемесі бар ұшақтың маневрі кезіндегі ең жоғары мен ең төменгі пайдалану жүктелімдерді тиісінше n ү у max(a)=2,00; n э у min(a)= 0 тең алған жөн.

      184. ҰПБ-да маневрлеу кезінде пайдалануда ең жоғары және ең төменгі рұқсат етілетін жүктелімдер ретінде мынадай жүктелімдер жазылуға тиіс:
      nу max(a) < n э у max(a),
      nу min(a) > n э у min(a).

      185. Тынықсыз ауада ұшқан кезде ең жоғары және ең төмен пайдалану жүктелімдер nэу max(б) және nэу max(б) жиналған шарықтау-қону тетіктемесі бар ұшудың барлық жылдамдықтары V үшін Vmax_max дейін мынадай формула бойынша айқындалуы тиіс:

      n э у max(б)= n у Г.П + /\ n
      n э у min(б)= n у Г.П + /\ n
     /\ n=0,5kca y PoVW
                gmlS
      k=0,8 1-e -л ;
             л
      Л=0,5ca y PнL,
               mlS

      мұндағы n у г.п - белгілеген деңгейлес ұшудың қалыпты жүктелімі (nу гп=1,00 мәні жақындатылып алынуы мүмкін);
      с а у - ұшудың қаралып отырған жылдамдығына сәйкес келетін М саны кезінде ұшақтың катты үлгісін аэродинамикалық түтіктегі сынақтардың деректері бойынша айқындалатын (радиандармен) әсер ету бұрышы бойынша ұшақтың қалыпты аэродинамикалық күші коэффициентінің туындысы;
      S - қанаттың көлемі;
      Po және Pн - жерде және ұшудың қаралып отырған биіктігінде (тиісінше) ауаның тығыздығы;
      g - еркін түсу үдеуі;
      L - екпіннің өрістеу учаскесінің ұзындығы, L= 30 м алған жөн.
      Сатылас екпіннің W тиімді индикаторлық жылдамдығын мынадай сипатта айқындау қажет.
      Vmax э тең немесе кем жылдамдықта
      H < 10000 м кезінде
      W= 15 Vmax э 20 м/с аспайтын;
            V
      Н > 20000 м кезінде
      W= 10 V max э бірақ 12 м/с аспайтын.
           V
      Vmax max жылдамдықта
      H < 10000 м кезінде W= 10 м/с;
      H > 20000 м кезінде W= 6 м/с.
      10000 м < H <20000 м кезінде H =10000 және 20000 м үшін W мәндерінің арасында сызықтық интерполяцияны пайдаланған жөн. Vmax э және Vmax max арасындағы ұшу жылдамдықтары үшін W мәнін, сондай-ақ сызықтық интерполяцияны қолдана отырып, айқындаған жөн. Егер қандай да бір пікірмен одан төмен ұзақ ұшуға болмайтын жылдамдық белгіленсе немесе, егер одан төмен қатты шайқалуда ұшуды жүргізуге болмайтын жыдамдық белгіленсе (ұсынылса) және осы жылдамдықтардың қандайда бірі 0,75 Vmax э-дан үлкен болса, онда осы жылдамдықта жоғарыда көрсетілген W шекті мәндері кезінде (H < 10000 м кезінде 20 м/с, H > 20000 м кезінде 12 м/с) беріктікке қосымша тексеру жүргізу қажет.
      W мәнін барлық жағдайларда қосымша шартпен шектеу қажет: С у мынадай формула бойынша айқындалған

      С у = n э max(б)gm/S
               q

      егер ұшақтың сипаттамасы с у =f(а) ашық көрсетілген ең жоғары деңгейге (с у mах) ие болса 1,5с у mах және егер ұшақтың сипаттамасы с у =f(а) осындай ең жоғары деңгейге болмаса 1,5с у немесе с У2 (қайсысы үлкен) аспауға тиіс.
      Мұнда жерде с у1 - a1(су=f(а) сипаттамасының сызықтық емес бөлігінің басталуына сәйкес келетін) әсер ету бұрышы кезінде ұшақтың қалыпты аэродинамикалық күшінің коэффициенті, ал с y 2 - a2 =2а1 әсер ету бұрышы кезінде қалыпты аэродинамикалық күшінің коэффициенті.
      Ескерту. с у =f(а) мәндерін қаралып отырған Н, V және m мәндері кезінде деңгейлес ұшуда теңгеруге сәйкес келетін биіктік рулінің (стабилизатордың) жағдайы кезінде алған жен.

      186. Тынықсыз ауада ұшқан кезде жүктелімдерді n э у max(б) және  n э у min(б) жиналған шарықтау-қону тетіктемесі бар, сондай-ақ 181-185 тараулар формуласы бойынша айқындаған жөн, бірақ осы орайда /\ n үшін көрсетілімде W=10 м/сек қолдану, ал жылдамдық ретінде осы конфигурацияда ұшақтың ұшуына рұқсат берілген ең жоғары жылдамдықты алу керек.

28. Ұшақтың қанатын жүктеу жағдайлары

      187. Жалпы нұсқаулар. Ұшу жүктеу жағдайларында қанаттың қалыпты аэродинамикалық күшінен басқа бойлық аэродинамикалық күшті есепке алған жөн. Жүктеудің барлық жағдайларында ауырлық күштері мен қанаттың екпіндік және конструкцияның сол бір немесе басқа элементтерінің беріктігіне қатысты неғұрлым қолайсыз нұсқалар бойынша үлестірілген онда болған жүктердің күштері ескерілуге тиіс. Жалпы ұшақ үшін күштер мен сәттердің тепе-теңдігіне ұшақтық тасымалы бөліктеріне, қозғалтқыштардың тартымына, ұшақ ауырлығының күшіне және қарышты мен айналмалы қозғалыстардың екпіндік күштеріне аэродинамикалық жүктемені салумен қол жеткізеді. Егер қанатпен ұшақтың басқа бөліктері конструктивті байланыста (қозғалмалы қондырғылар, шасси және т.б.) болса, қанат, сондай-ақ олар үшін барлық Нормаланатын жағдайларда осы бөліктерден жүктемелерге тексерілуге тиіс.
      Ескерту. Қанат үшін қанатқа аэродинамикалық жүктеменің тепе-тең әрекет ететін бағытына қарама-қарсы ауырлық күштерінің және екпіндік күштерінің бағыты шамамен алуға рұқсат беріледі.

      188. Маневр кезінде қанатты жүктеу жағдайлары. Жүктеудің маневрлеу жағдайларында ұшақтың орталығында жүқтелім тапсырылады. Маневрді белгіленді деп санаған және қанатқа пайдалану қалыпты аэродинамикалық күшті жүктемені (деңгейлес қанатшасы жоқ ұшаққа) мынадай формула бойынша айқындаған жөн

      Ykp=n э у gm-Pг.о.ур
      мұндағы Pг.п.ур - егер ол жоғарыға әрекет ететін болса, плюс белгісі бар алынған сатылас қанатшаны теңестіруші жүктеме. n э у басқа жүктеудің әрбір жекелеген маневрлеу жағдайында екі шаманың біреуі тапсырылады: q жылдамдық арыны немесе су (теңгеру бұрышына биіктік рулі немесе стабилизатор ауытқыған кезде ұшақтың су). Екінші шама мынадай жағдайдан болады:

      nэ= c y q
         gm/S
      q мен с у мәндері (демек, ұшудың осы биіктігінде және М санында) а әсер ету бұрышын айқындайды.

      189. Жиналған шарықтау-қону тетіктемесі бар қанат беріктігінің тексеру үшін жүктеудің мынадай жағдайларын тексерген жөн: А, А', D, D', BA, CA, Bmax э, Сmax э, В, С.
      Ұшақты жүктеудің керсетілген жағдайлары маневрлеу жүктелімдер мен ұшудың жылдамдықтар мәндерінің үйлесімін керсететін 6-суретте келтірілген.
      1-кестеде жүктеудің әрбір жағдайы үшін пайдалану жүктелімдердің n э y, жылдамдық арынының q және ұшақтың қалыпты аэродинамикалық күшінің коэффициентінің су мәндері келтірілген. Кестеде көрсетілген су mах шамасы мынадай сипатта айқындалады.
      Егер с у =f(а) сипаттамасы ашық белгіленген жалғыз ең жоғары деңгейіне ие болмаса, с у mах ретінде қисаю кезінде (а с ) әсер ету бұрышына сәйкес келетін су алған жөн. Осы жағдайда алдыңғы есептер үшін екі шаманың кішісін алуға болады: бірінші ең жоғары деңгейге сәйкес келетін с у және 2а 1 сәйкес келетін с у , мұндағы а 1 одан бастап с у =f(а) сипаттамасы сызықтық болмайтын әсер ету бұрышы, су mіn ұқсас сипатта айқындаған жөн.
      ВА, СА, Вmах э, Сmах э, В және С жағдайларында сол жақ (оң жақ) кренді жасау үшін ауытқыған элерондармен қанатты жүктеуді қарау қажет.
      ВА және СА жағдайларында тек тиімді конструктивті шектеумен, бустердің ең жоғары қуатымен немесе ұшқыштың ең жоғары пайдалану күшімен шектелетін бұрышқа ауытқуларымен элерондарды алған жөн.
      Вmах э және Сmах э жағдайларында элерондардың ауытқу бұрышын ауаның қысылуын және қанат конструкциясының серпімділігін ескере отырып, бойлық осьтің wх айналасында ұшақтың айналу белгіленген бұрыштық жылдамдығы тиісінше Вmах э және Сmах э жағдайларында жететін w х бұрыштың жылдамдықтан кем болмайтындай алынуға тиіс. В және С жағдайларында жоғарыда көрсетілгендей айқындалған бұрыштық жылдамдық w х В А және С А жағдайларында тиісінше сондай-ақ жететін w х мәнінен 0,3 кем болуға тиіс.
      Дегенмен Вmах э, Сmах э, В және С жағдайларында да элерондардың ауытқуы тиімді конструктивті шектеумен бустердің ең жоғары қуатымен немесе ұшқыштың ең жоғары пайдалану күшімен лимиттелінетін мәнінен үлкен болмауға тиіс.
      Вmах э, Сmах э және В жағдайларында элерондардың ауытқуымен болған бойлық осьтің айналасында айналу сәті мынадай түрде теңестіріледі:

      1. Бойлық осьтің айналасында белгіленген айналуы қаралуға тиіс, яғни айналу сәті wх бұрыштық жылдамдықтың айналуынан бәсеңдеткіш күштердің сәтімен және конструкцияның деформацияларынан болған аэродинамикалық қүштердің сәтімен теңестіріледі.

      2. Бойлық осьтің айналасында белгіленілмеген айналуы қаралуға тиіс, яғни айналу сәті бойлық оське, бұрыштық жылдамдықтан болған бәсеңдеткіш күштерге (егер элерондардың ауытқуы бір сәттік болмаса) және конструкцияның деформацияларымен болған аэродинамикалық күштерге қатысты ұшақтың бұрыштық үдеуімен шарттасқан екпіндік күштердің сәтімен теңестіріледі. Бұрыштық үдеуді dwx айқындау үшін
                                                  dt
ең жоғары мүмкін жылдамдығымен бастапқы жағдайдан көлденең басқару иінтірегінің (штурвалдың) ауытқуы қаралуға тиіс. Бірақ dw x 3,0
рад/сек 2 артық алынбайды.                              dt
      1-ескерту. Ең жоғары мүмкін жылдамдықпен ауытқуда осы жылдамдықты шектейтін құрылғы болмаса, басқару иінтірегінің сәттік ауытқуы түсініледі.
      2-ескерту. Ұшақтың айналуымен болған артқы қанатшаның бәсеңдету сәтін елемеген жөн.
      СА, Сmах э және С жағдайларында элерондардың ауытқу тиімділігі қанаттың құлашы бойынша жүктемені үлестіруді өзгертпейді, ал элерондар бар қанаттың учаскесінде /\ сm 0 шамасына профильдің сm 0 мәнінің өзгерісіне ғана әсер етеді.
      1-кесте


n y y

q

С у


А

n y max(a)

nymax(a)gmS
n y max

С у max

ар ауытқы


А'

n y max(a)

q max max

n y max(a)gmS
q max max

D

n y max(a)

n y max(a)gmS
n y min

C y min


D'

n y min(a)

q max max

n y max(a)gmS
q max max

A 3

2,00

q max б

2qmS
q max б

В А

0,67 n y max(a)

n y max(a)gmS
n y max

0,67c y max

Элерондар
ауытқыған

C A

0

nymax(a)gmS
n y max

0

B max э

0,67 n y max(a)

q max э

0,67n y max(a)gmS
q max у

C max э

0

q max э

0

В

0,67n y max(a)

q max max

0,67n y max(a)gmS
q max max

С

0

q max max

0

В 3

1,5

q max б

1,5 gmS
q max б

      190. Осы конфигурацияға рұқсат берілген ұшудың ең жоғары жылдамдығында шығарылған ұшу-қону тетіктемесі бар қанаттың беріктігін тексеру үшін А' 3 және В 3 жүктеу жағдайларын қараған жөн (6-сурет және 1-кесте).

6-сурет
(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)

      А 3 -n э у =2,00 жағдай, элерондар ауытқымаған.
      В 3 -n э у=1,50 жағдай, элерондар тиімді конструктивті шектеумен, бустердің ең жоғары қуатымен немесе ұшқыштың ең жоғары пайдалану күшімен лимиттелінетін бұрышқа ауытқыған. Бойлық остің айналасында айналу сәті теңестіріледі.
      Ескертпе. Егер жалғасқанатшалар (алғы қанатшалар) басқа мақсатта пайдаланылса, мысалы, тегістеу кезінде тежеу үшін немесе канатта ұшуда ауытқуға жататын қосымша тетіктемесі болса (тежегіш қалқаншалар, интерцепторлар, спойлерлер және т.б.) осындай тетіктеме ауытқыған кезде канатты жүктеу есептік жағдайларды дайындаушы белгілейді және дайыңдаушы мемлекеттің құзыретті органымен келісіледі.

      191. Тынықсыз ауада ұшу кезінде қанатты жүктеу жағдайлары.

      1) Симметриялық жағдай. Ұшақтың ұшу салмағының әртүрлі мәндерінде ұшудың барлық биіктіктерінде және жылдамдықтарында Vmах mах дейін көрсетілген деңгейлес үзіктердің әрекеті қаралады.
      Бұл ретте мыналар алынады:
      үзікке ұшақтың кіргенге дейін жүктемелер деңгейлес ұшуға сәйкес келеді (элерондар ауытқыған);
      үзіктің әсері әсер ету бұрышын
      /\ Q= + kW
            V
      өзгертуге әкеледі (k - 185 қараңыз);
      минус белгісі төменге бағытталған сатылас үзікті керсетеді.
      әсер ету бұрышы бойынша а= а ГП + /\ а (мұндағы а ГП - деңгейлес ұшудағы  әсер ету бұрышы) қанатқа айқындалады (деңгейлес қанатшасы жоқ ұшақ) және деңгейлес ұшуда теңгеруге сәйкес келетін биіктік рулінің (стабилизатордың) ауытқу бұрышы кезінде деңгейлес қанатшаның аэродинамикалық жүктемелері айқындайды. Қанатқа қалыпты аэродинамикалық күшті басқа тәсілмен, атап айтқанда, жақындатылған формула бойынша айқындауға рұқсат беріледі:

      Yeo=gm(1 + 1 kc б у асс А1 poWV )
                 2          gm/S
      мұндағы С б y безГО - ұшудың қаралып отырған жылдамдығына сәйкес келетін ұшудың М саны кезінде деңгейлес қауырсындануы жоқ ұшақтың қатты үлгісін аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың деректері бойынша айқындалатын деңгейлес қанатшасыз ұшақтың қалыпты аэродинамикалық күш коэффициентінің әсер ету бұрышы бойынша туындысы (радиандармен). Формуланың оң жағындағы қалған шамалар осы Норманың 185-тармағында көрсетілген мәндерге ие, формуладағы минус белгісі төменге бағытталған арынға сәйкес келеді. Қанаттың қалыпты аэродинамикалық күші бойынша Yкр әсер ету бұрышын а тапқан және қанаттан ағынды орып тастауды ескере отырып, ол бойынша деңгейлес қауырсындануға жүктемені айқындаған жөн. Осы орайда биіктік рулінің (стабилизатордың) ауытқу бұрышын деңгейлес ұшудағы теңгеру бұрышқа тең алған жөн.

      2) Симметриялық емес жағдай. Қанаттың бір бөлігінде сол бір аэродинамикалық күш әрекет етуі, ал басқа бөлігінде осы жүктеменің 80% алынады.

      3) Қону мен шарықтау кезінде қанатты жүктеу жағдайлары. Қанаттың беріктігін шассидің негізгі тіректерін жүктеудің барлық жағдайларында тексеру қажет.
      Ұшаққа мынадай сыртқы жүктемелер:
      шассидің негізгі тіректеріне келетін көтермелі күш Ү, ұшақ ауырлығының күші, сондай-ақ осы жүктемелермен шарттасқан және ұшақты жалпы теңестіретін екпіндік күштер әрекет ететінін алған жөн.
      Еш взл R2 ш және Мш (204-тармақ) жағдайларда Y=0.
      Gш (204-тармақ) жағдайында Y=0,25gm пос немесе Y=0,25m взл .
      Қонуды қараған кезде Тш (204-тармақ) жағдайында Y =0,25gmпос және мәре пен тіркеп сүйретуді қараған кезде Ү=0.
      Қалған барлық жағдайларда Ү=0,25gm пос §немесе Ү=0,25m взл
      Қанат бойынша аэродинамикалық жүктемені үлестіру А жағдайындағы шартты алған жөн.

      4) Қанат элементтерін жүктеу жағдайлары.
      Элерондар. Элерондардың және олардың бекітпелерінің беріктігін ауытқымаған және ауытқыған жағдайларда тексерген жөн. Ауытқымаған жағдайда элерондарға жүктемені А, А', D, D', А3' жағдайларда және тынықсыз ауада ұшқан кезде қарастырған жөн.
      Ауытқыған жағдайда элерондарға жүктемені ВА, СА, Вmах э, Сmах э, В, С және В3 жағдайларында қарастырған жөн. Бұл үшін осы жүктеменің шамасын өзгертпей элерон хордасының бойында погондық жүктемені салу нүктесін (қысымның ортасын) ауыстырумен осы сәйкестілікті алу үшін топсалы аэродинамикалық сәттерді түзету қажет. Алайда, егер осы теңестіруде элеронның жергілікті хордасының 50%-нен қысымның ортасы артқы болса, қысым ортасының жағдайын погондық жүктеменің шамасын өзгертпей жергілікті хордасының 50%-нен алған жөн.
      Топсалы сәттерді теңестіру сервокомпенсаторлардың, бустерлердің, автоұшқыштардың, орнықтылық пен басқарылу автоматтардың және басқа да қосалқы мен автоматты жүйелердің әсерін ескере отырып жүргізілуге тиіс. Бұл ретте, осы жүйелердің элеронды айналдыру беріктігіне қатысты мүмкін, неғұрлым ауыр әсері қаралуға тиіс. Нервюрларды және элеронның жергілікті беріктігін есептеу үшін хорда (контур) бойынша жүктемені үлестіру, егер погондық топсалы сәттер теңестіргеннен кейін бастапқылармен салыстырғанда (теңестіргенге дейін) ұлғайса, түзетілуге тиіс және элеронның хордасы (контуры) бойынша жүктемені үлестіруге, егер топсалы сәттер теңестіргеннен кейін азайса, бастапқысы (теңестіргенге дейінгі) алынады.
      Кинематикалық сервокомпенсаторлар. Кинематикалық сервокомпенсаторлардың және оның бекітпелерінің (элеронның жергілікті беріктігін де қоса) беріктігін жүктеудің барлық жағдайларына тексерген жөн.
      Сервокомпенсаторлар мен олардың бекітпелері үшін қауіпсіздік коэффициенті f > 2,00.
      Қаттылықты қамтамасыз ету үшін аса жоғары қауіпсіздік коэффициентін алу ұсынылады.
      Триммерлер. Триммердің және оның бекітпелерінің (элеронның жергілікті беріктігін де қоса) беріктігін триммердің бейтарап жағдайы кезінде элеронның бөлігіне сияқты оған түсетін жүктемеге тексерген жөн.
      Бұдан басқа, ауытқыған жағдайда триммердің беріктігі пайдалану жүктемеге тексеріледі:

      Pэmp= + 0,55gmax maxS,
      мұндағы S - триммердің келемі. Жүктеудің осы жағдайы үшін қауіпсіздік коэффициенті f > 2,00.
      Жалғасқанатшалар мен алғы қанатшалар. Жалғасқанатшалардың, алғы қанатшалардың, олардың бекітпелерінің және шарықтау мен қону режимдерінде шығару және жинау жүйелерінің (тетіктердің) беріктігін тексеру қажет. Осы режимдердің әрқайсысында деңгейлес ұшуға сәйкес келетін мәнінен пайдалану жүктелімге n э у=2,0 немесе тынықсыз ауаның үзіктеріне W= + 10 м/с сәйкес келетін мәніне дейінгі қанат әсер ету бұрыштарының диапазонында және жалғасқанатшаның, алғы қанатшаның нөлден осы режимде ең жоғары мумкіндігіне дейін ауытқу бұрыштарының диапазонында көрсетілген элементтердің неғұрлым қолайсыз жүктеу жағдайларын таңдаған жөн. Жылдамдық арынды Vmах б (178-тармақ) тиісінше алған жөн. Жалғасқанатшаға (алғы қанатшаға) жүктеменің шамасын тең алған жөн

      Р э =c R qS
      мұндағы
      с R - жалғасқанатшаның (алғы канатшаның) толық аэродинамикалық күшінің коэффициенті; оны крзғалтқыштар жұмыстарының барлық мүмкін режимдері кезінде бұрамаларды ағыспен үрлеуді ескере отырып аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың материалдары бойынша айқындаған жөн; қону кезінде қозғалткыштар жұмысының шарықтау режимін қарау қажет (екінші айналымға кету жағдайы);
      q - жылдамдық арыны;
      S - жалғасқанатшаның (алғы қанатшаның) көлемі. Жүктеменің бағытын аэродинамикалық трубалардағы сынақтар нәтижелерінің негізінде алған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f > 2,00.
      Алғы қанатшалар, олардың бекітпелері және жинау мен шығару жүйелері (тетіктері) үшін мүмкін болған кезде жалғасқанатшалардың және алғы қанатшалардың ауытқу бұрыштарының комбинацияларын қолдану жағдайлары бойынша жүктеудің жағдайлары қосымша қаралуға тиіс:

      1) n э у =0 және Vmах 5 жылдамдыққа сәйкес келетін ұшақ әсер етуінің бұрышы кезінде;

      2) с у mах б 8 - жиналған шарықтау-қону тетіктемесі бар ұшақтың с у mах ұқсас айқындалатын жалғасқанатшалар мен алғы қанатшалар ауытқуының қаралып отырған комбинациялары үшін ұшақтың қалыпты аэродинамикалық күшінің ең жоғары мәніне сәйкес келетін ұшақтың әсер ету бұрышы кезінде. Жылдамдық арыны 2gm/S тең алынады.
                                                су mах
      Қауіпсіздік коэффициенті f=1,5.
      Жалғасқанатшалардың (алғы қанатшалардың), олардың бекітпелері және жинау мен шығару жүйелерінің (тетіктерінің) беріктігін сондай-ақ жиналған жағдайда тексерген жөн. Осы орайда жалғасқанатшаларға аэродинамикалық жүктемені қауіпсіздік коэффициенті f=1,5 кезінде айқындаған жөн.
      1-ескерту. Егер ҰПБ-на сәйкес екінші айналымға кету кезінде жалғасқанатшалардың ауытқу бұрышын азайту қажет болса, осы режимде жүктеу талаптары ҰПБ-да ұсынылған ұшу тәсілін орындағанда жалғасқанатшалардың ауытқу бұрышының, ұшу жылдамдығының және жұмыс режимінің үйлесулердің шекті мүмкіндігін айқындау бойынша есептердің негізінде нақтылануы мүмкін.
      2-ескерту. Егер жалғасқанатшалар, алғы канатшалар басқа мақсатта пайдаланылса, мысалы, тегістеу кезінде тежеу үшін немесе ұшуда ауытқуға әкелетін қосымша тетік бар болса, тетіктеме элементтерінің, олардың бекітпелерінің және басқару жүйелері түзілімдерінің есепті жағдайларын Дайындаушы белгілейді және Дайындаушы-Мемлекеттің Құзыретті органымен келісілуі тиіс.
      Қанаттың артқы бөліктері. Жалғасканатшалардың аймағында қанаттың артқы беліктерінің беріктігі шығарылған шарықтау-қону тетіктемесі бар кезінде осы бөліктерге келетін және жалғасқанатшалардың ауытқу бұрышының мәндеріне және ол кезіеде жалғасқанатшалардың осындай ауытқуымен ұшуды жүргізу мүмкін ең жоғары жылдамдық арынының мәндеріне сәйкес айқындалатын жүктемелерге қосымша тексерілуге тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті f=2,0.

      192. Қанаттың құлашы мен хордасы (контуры) бойынша және оның элементтері бойынша аэродинамикалық жүктемені үлестіру. Қанат пен оның элементтері үшін аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың материалдары бойынша құлашы мен кескіні бойынша жүктеудің қисық үлестірулері жасалуға тиіс. Аэродинамикалық түтіктердегі сынақтар қанат әсер етуінің бұрыштары, элерондар ауытқу бұрыштары және қаралып отырған жағдайларға сәйкес келетін қанат тетіктемесінің жағдайлары кезінде жүргізілуі тиіс.
      Осындай материалдар болмағанда қанаттың құлашы мен хордасы (контуры) бойынша үлестіруге рұқсат етіледі.

29. Артқы қанатшалану

      193. Жалпы нұсқаулар. Айқындалған аэродинамикалық жүктемелер (деңгейлес қауырсындану үшін қалыпты және сатылас қанатшалану үшін көлденең) бойлық аэродинамикалық жүктемелерді ескере отырып және ескермей-ақ қараған жөн. Қалыпты мен көлденең жүктемелердің бағыты шартты қалыпты, ал бойлық жүктемелер - стабилизатордың (кильдің) хордалар жазықтықтарына қосарлас алынуы мүмкін.
      Бойлық аэродинамикалық жүктеменің шамасын әсер ету (сырғу) бұрышы және төменде қаралып отырған жүктеу жағдайларына сәйкес келетін басқарылатын стабилизатордың (рульдің) ауытқу бұрышы кезінде аэродинамиқалық түтіктердегі қанатшалануға өткізген сынақтардың нәтижелері бойынша айқындау қажет. Ұшуда орнынан ауыстыратын стабилизатор болған кезде стабилизаторды ауыстырудың іс жүзінде мүмкін бұрыштары мен биіктік рулінің тиісті бұрыштарының неғұрлым қолайсыз үйлесімдерін қарау қажет. Қанатшаланудың құлашы мен кескіні бойынша бойлық жүктемені үлестіру қалыпты (көлденең) жүктемеге тепе-тең алуға рұқсат беріледі.
      Барлық жағдайларда, теңестіру жүктемеден басқа, деңгейлес қанатшалануға үлестік пайдалану жүктемені (Р э /S) 1180 Па (120 кгс/м 2 ) кем алмаған, ал сатылас қанатшалануға - кемінде 590 Па (60 кгс/м 2 ) алған жөн.

      194. Біркильдік схема кезінде деңгейлес артқы қанатшалануды жүктеу жағдайлары.
      Теңестіруші жүктеме. Теңестіруші жүктемені шығарылған да, жиналған да шарықтау-қону тетіктемесі бар маневрлеу жүктемемен қанатты жүктеудің барлық жағдайларында ұшақ ауырлығының ортасына қатысты аэродинамикалық күштердің сәттері жиынтығының нөлге тең жағдайынан айқындаған жөн (4.2.1.2).
      Жүктемені мынадай формула бойынша айқындаған жөн:

      Р э =mz без г.оg Sb А +mz w без г.о gPH(n э -1)Sb 2 A ,
                    Lг.о              2Lг.о
      мұндағы
      m zбез г.о - жүктемелерге қатысты орталықтау мен М санына неғұрлым қолайсыз деңгейлес қанаттануы жоқ ұшақ үлгісін аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың материалдары бойынша айқындалатын деңгейлес қанаттануы жоқ ұшақтың аэродинамикалық күштері сәтінің коэффициенті; 4% (әрбір жағынан 2%-тен) кеңейтілген пайдалану центрленулердің барлық мүмкін диапазондары қаралады;
      m W z без г.о - айналу жылдамдығының бұрыштық мөлшерсіз бойынша
      Wz=Wz bA   деңгейлес қанаттануы жоқ ұшақтың аэродинамикалық
          Vucm
күштерінің сәті коэффициентінің туындысы; m W z без г.о есеппен табуға рұқсат беріледі;
      b А - қанаттың орта аэродинамикалық хордасы;
      S - қанаттың көлемі;
      Lг.о - ұшақ ауырлығының ортасынан деңгейлес қанатшалану қысымының ортасына дейінгі қашықтық;
      q - жылдамдық арыны;
      g - еркін түсу үдеуі;
      рн - ұшу биіктігіндегі ауаның тығыздылығы;
      Vист - ұшпудың шынайы жылдамдығы.
      Деңгейлес қанатшалану бойынша теңестіруші жүктемені бөлген кезде әсер ету бұрышы а ұшақ мәні с у мәні бойынша (1-кесте), ал рульдің (басқарылатын стабилизатордың) ауытқу бұрышы теңгеру жағдайынан айқындалады.
      Жиналған шарықтау-қону тетіктемесімен ұшқан кезде маневрлеу жүктеме. Деңгейлес қауырсындануға жиналған шарықтау-қону тетіктемесімен ұшқан кезде маневрлеу жүктемені сатылас жазықтықта белгіленбеген маневрлерді есептеу жолымен айқындаған жөн. Бастапқы режимде рульдің (басқарылатын стабилизатордың) жағдайы ұшақты теңгеру жағдайынан айқындалады.
      Кез келген жылдамдықпен Vmах mах дейінгі белгіленген режим бастапқы режим болып табылады. Әрбір жылдамдықта бастапқы жүктелімнің үш мәні қаралады:

      n y1 =1,0; n y11 =n э у max (a);
      n y111 =1- /\ n у ман при n э у max(а) < 3,0 немесе
      n y111 =n э у min(a) при n э у max(а) > 3,0.
      Бұл жерде /\ n y mai=n Y у max (a) -1
      n y1 бастапқы жүктеліммен маневрі
      n y11 немесе n y111 жүктелімге жету үшін маневрді орындағанда ұшқыш тұтқаны (штурвалды) өзіне қарай (өзінен), ал одан кейін, біраз уақыт өткеннен кейін оны бастапқы жағдайына қайтаратынын алған жөн. Жүктелімдер n у үшін маневрлеу кезінде n y111 < ny < n y11 жағдайы сақталуға тиіс, осыдан шыға отырып, қайтару сәті айқындалады.
      Тұтқаның (штурвалдың) ауытқу шамасы барлық деңгейлес қанатшалану және оның беліктері (стабилизаторы, рулі) үшін неғұрлым ауыр жүктеуді алатындай таңдалады. Дегенмен, осы шама тұтқаны (штурвалды) бастапқы жағдайға қайтармай n y11 жүктемеге немесе тиісінше n y111 жүктемеге тастауды ескере отырып, шығу үшін қажетті сол бір мәнінен 125%-тен аспауға тиіс.
      n y11 және n y111 бастапқы жүктеліммен маневрі
      Ұшқыш маневрді белгіленген бірлік жүктелімге шығу үшін қажетті шамаға бастапқы жағдайға оны қайтармай тұтқаны (штурвалды) ауытқыту жолымен орындайды.
      VА жылдамдықта қосымша маневр
      Белгіленген деңгейлес ұшу бастапқы режим болып табылады. Ұшқыш әсер етудің ең жоғары оң бұрышына жету үшін өзіне тұтқаны (штурвалды) ауытқытады. Бұл ретте, ұшақты жүктеу n э у max(a) асатын жүктелімдер кезінде қарауға рұқсат берілмейді.
      Көрсетілген барлық маневрлер кезінде рульдің (стабилизатордың) және тұтқаның (штурвалдың) ауытқуы (тиімді конструктивті шектеуден басқа) мынадай қосымша жағдаймен шектеледі:
      Ұшқыштың күші қосалқы құрылғылардың неғұрлым қолайсыз әсерін ескере отырып тұтқадағы (штурвалдағы) Нормаланған ең жоғары пайдалану күшінен аспауы тиіс.
      Рульдің (стабилизатордың) тоспалы сәттері үшін сенімді мәндер алынуға тиіс. Рульдің (стабилизатордың) ауытқуы бустердің қуаты бойынша шектеледі. Тұтқаның (штурвалдың) ауытқуы ең жоғары мүмкін жылдамдықпен алынады (189-тармаққа 1-ескерту).
      Шығарылған шарықтау-қону тетіктемесімен ұшқан кезде маневрлеу жүктеме. Осы конфигурация болуы мүмкін ең жоғары жылдамдықта n у1 =1, n у11 =2 және n у111 =0 бастапқы жүктелімдермен маневрлерді қарау керек.
      Тынықсыз ауада ұшақтың ұшу жағдайы.
      Симметриялық жүктеу
      Жүктемені мынадай формула бойынша айқындаған жөн
      Р э = Yг.о + Yн.в,
      мұндағы Yг.о - V жылдамдықта деңгейлес ұшуда деңгейлес қауырсындануға теңестіруші жүктеме;
      Үнв = 0,392с а у.г.оVWSг.o, Н (Y н.в = 0,04с а у г.оVWSг.o, кгс).
      Бұл жерде SГ.О - деңгейлес қанатшаланудың көлемі, м 2 .
      Сол бір биіктіктер мен жылдамдықтар V, м/с қаралады және сол V, м/с мәндері алынады. с а у.г.о мәнді қаралып отырған V жылдамдыққа сәйкес келетін М саны кезінде аэродинамикалық трубалардағы деңгейлес қауырсынданудың қатты үлгісі сынақтарының материалдары бойынша (қанаттан орап тастау әсерін есепке алмай) айқындау қажет. Қанаттағы аэродинамикалық күштер (деңгейлес қанатшалануы жоқ ұшақта) белгіленген деңгейлес ұшуға сәйкестілігін алған жөн. Үн.в күшті және одан шыққан сәтті қарышты және айналмалы қозғалыстардың екпіндік күштерімен теңестірген жөн.

      195. Тынықсыз ауада ұшақтың ұшу жағдайы.
      Симметриялық емес жүктеу. Өткен тармақ бойынша жүктеу кезінде қауырсынданудың жартысына қкелетін қанатшаланудың бір жартысында 100%, ал басқасында 70% жүктеу әсер ететін симметриялық емес жүктеу қаралады. Z осіне қатысты, ал X осіне қатысты айналмалы қозғалыстың екпіндік күштер мен сәттердің тепе-теңдігі қаралады.

      196. Біркильдік сатылас қанатшалануды жүктеу жағдайлары.
      Маневрлі жүктеу. Шығарылған және жиналған шарықтау-қону тетіктемесімен сатылас қанатшалануға маневрлеу жүктемені жалтарудың белгіленбеген маневрін есептеу жолымен айқындаған жөн. Кез келген жылдамдықта Vmах mах дейінгі деңгейлес ұшу бастапқы режим болып табылады.
      Сол жаққа (оң жаққа) сырғуды жасау үшін ұшқыш төменде көрсетілген шамаға ең жоғары мүмкін жылдамдықпен басқышты ауытқытады, ал одан кейін сырғудың ең жоғары бұрышына жеткен кезде сол жылдамдықпен басқышты бастапқы жағдайға кайтарады.
      Басқыштың ауытқу шамасы мынадай жағдайлардан айқындалады:
      А (V А ) жағдай жылдамдығында және одан аз жылдамдықта басқыштың ауытқу шамасы соған тең, ол кезінде қосалқы құрылғылардың неғұрлым қолайсыз әсерін ескере отырып, басқышқа алған біржақты күш (сырғудың нөлдік бұрышы кезінде) ең жоғары пайдалану күшіне тең. Vmax э -дан Vmах mах дейінгі жылдамдықтарда VА жылдамдық үшін көрсетілген күштің 75% алу, ал VА және Vmах э арасындағы жылдамдықтар үшін күшті айқындау үшін сызықтық интерполяцияны қолдану керек. Рульдің топсалы сәттері үшін сенімді мәндер алынуға тиіс.
      Дегенмен басқыштың ауытқуы тиімді конструктивті шектеуден аспауға тиіс. Бағыт рулінің ауытқу бұрышының шамасы, бұдан басқа, бустердің қуатымен шектеледі.
      Жүктемені үлестіру ұшақтың сырғу бұрыштарының және бн бағыт рулінің ауытқу мәндерін есептеп тапқан кезде алынады. Бұдан басқа,  В және б бұрыштарының, ол кезінде В<Вmах, ал бН алғашқы ауытқудың белгісіне қарама қарсы белгіге ие және сатылас қанатшалануға жиынтық жүктеме маневр есебінен алынған ең жоғары жүктемеге тең сондай үйлесімі қаралады. Сонымен, В және б н жүктемелері бір жаққа әсер етеді.
      Ескерту. Маневрді есептеген кезде бағыт бойынша ұшуды қарағаннан басқа ұшақтың желмен ауытқуын, сондай-ақ бойлық ось айналасында бұрылысты назарға алуға рұқсат беріледі, бірақ кренді есепке алғанда сондай-ақ ұшқыш кренді көлденең басқару органдарымен тәсілдеген қездегі жағдайды да қараған жөн.
      Тынықсыз ауада ұшу кезіндегі жүктеме.
      Тынықсыз ауада ұшу кезінде сатылас қанатшалануға пайдалану жүктемені (бастапқы режим - белгіленген деңгейлес ұшу) мынадай формула бойынша айқындаған жөн
      Рнэв = + 0,49nв с z в в.о,VWSв.о, Н (Р э н.в = + 0,05n в с в zв.оVWSв.о, кгс).
      Бұл жерде Sв.о - сатылас қанатшаланудың көлемі, м2.
      Сол бір биіктіктер мен жылдамдықтар V, м/с қаралады және сатылас үзігі үшін сол сияқты бір бүйірлі үзіктің мәндері V, м/с алынады.
      n в коэффициентін мынадай формула бойынша айқындаған жөн

      nв=1+е na
             b
      мұндағы

                   ____
      а= mwyy , b=\/ -umву - a 2 ;
         2r 2 y        r 2 y
      u= 2m ; r 2 y= Jy ;  wy= wyl ;
        PHsl     m (1) 2     2Vucm
                   2
      Бұл жерде
      Vист - ұшудың шынайы жылдамдығы;
      рн -ұшу биіктігіндегі ауаның тығыздылығы;
      m - ұшақтың салмағы;
      Jу - Y оське қатысты ұшақ екпінінің массалық сәті;
      mву - сырғу бұрышы бойынша ұшақтың жалтару сәті коэффициентінің туындысы;
      m w y y - өлшемсіз бұрыштық жылдамдық бойынша ұшақтың жалтару сәті коэффициентінің туындысы.
      с в zво сырғу бұрышы бойынша сатылас қанатшаланудың бүйірлі күші коэффициентінің туындысын толық ұшақтың және ұшудың қаралып отырған жылдамдығына сәйкес келетін М саны кезінде сатылас қанатшалануы жоқ ұшақтың қатты үлгілерін аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың нәтижесі бойынша айқындаған жөн.
      Ескерту. Егер n в үшін жоғарыда келтірілген формулаға аэродинамикалық сипаттамалар немесе Cz_в.о (В) сипаттамалар елеулі сызықтық еместерге ие немесе егер басқарудың бүйірлі арнасында w у ен қоятын сызықтық бәсеңдеткіштен айырмашылығы бар қандайда бір автоматты құрылғылар орнықтырылса, онда сатылас қанатшалануға 7-суретте ұсынылған трапеция түріндегі үзіктің әсер етуі кезіндегі ұшақ қозғалысын қарауға негізделген есептеу жолымен айқындалуға тиіс. L ұзындығы 30 м. тең алынады.

7-сурет
(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)

      d ұзындығы конструкциядағы жүктеудің неғұрлым қиын жағдайларын жасайтындай таңдалады. Үзіктің бүйірлі қарқындылығы тең алынады:
             _____
Wucm=0,8 W \/ P0
              Pн,
      мұндағы W- сатылас үзік үшін 184 және 185-тегі сияқты бүйірлі үзіктің мәні. Есепте Ү осьтің айналасынан бұрылудан басқа Z осьтің бойымен қозғалысын (желмен ауытқу) және X осьтің айналасынан бұрылуды (кренді) ескерген жөн. Егер басқарудың бүйірлі арнасында тек қана wу ден қоятын жалтарудың сызықтық бәсеңдеткіші ғана орнатылса, бүйірлі қозғалысының аэродинамикалық сипаттамалары елеулі сызықтық еместеріне ие болмаса, онда жоғарыда келтірілген P э в.о үшін жалтару бәсеңдеткіштің әрекет етуінен қоса отырып m wy у алып формуланы пайдалануға болады. Ұшуда тұрақты іске қосылған автоматты жүйелер кезінде осы жүйелердің әрекет етуін есепке алып айқындалған жүктелімдерді ғана қараған жеткілікті (жүйенің істен шығуы қаралмайды).
      Қозғалтқыштардың тоқтау жағдайы. Ұшудың барлық биіктіктерінде және қозғалтқыштар жұмысының режимдерінде VmmЭВ -дан Vmах mах дейінгі ұшудың барлық жылдамдықтарында деңгейлес ұшуда ұшақ симметриясының жазықтығынан бір жағынан барлық қозғалтқыштардың бір мезетте тоқтауын қараған жөн. Ұшу режимін сатылас қауырсындануды жүктеудің неғұрлым қиын жағдайларын жасайтындай таңдаған жөн. Қозғалтқыштар тоқтауының нәтижесінде уақыт бойынша тартымның және маңдайлық кедергінің өзгерісі жөнінде эксперименталдық немесе есептік деректер болмаған кезде қозғалтқыштардың әбсәтте кідіруі алынады. Қозғалтқыштардың сәттік тоқтауы кезінде сатылас қанатшалануға пайдалану жүктемені мынадай формула бойынша айқындаған жөн:

Р э осm= + | c в zв.о | Sв.о Lв.о P э усm nв,
         m в у        Sl
c в zв.о, m в у, nв нұсқау берілгендей айқындаған жөн;

      P э усm= E/\T i l i
              Lв.о

      Бұл жерде l i - і қозғалтқыштың осінен ұшақ симметриясының жазықтығына дейін қашықтық, /\ Ti=Tocm i-Toi,
      мұндағы Тоi - кідіруге дейінгі қозғалтқыштың тартымы;
      Тосm і - кідіруден кейінгі қозғалтқыш тартымының ұшар мәні.
      Кідіруден (кедергі) кейінгі қозғалтқыштың тартымын минус белгісімен алған жөн. Егер ауалық бұрамаларда флюгерлеудің бірқатар тәуелсіз жүйелері орнатылса, Тосm шамасын тоқтаған қозғалтқыштардың барлық бұрамаларының қалақтары флюгерлік жағдайға орналастырған жағдай кезінде айқындау қажет.
      Егер ұшақ симметриясының жазықтығынан бір жағынан барлық қозғалтқыштардың бір мезетте тоқтауы өте ықтимал екендігі көрсетілсе, Р э осm сатылас қанатшалануға жүктемені қозғалтқыштардың істен шығуының бір мезгілде емес екендігін есепке алатын есеппен айқындаған жөн.
      Қанатшалану бойынша жүқтемені үлестіруді сырғудың тиісті бұрыштары кезінде аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың нәтижесі бойынша алу керек.
      Жүктеудің аралас жағдайы. Жүктеме кідірген қозғалтқыштардан жалтару сәті біршама кешуілдетіп ұшқыш бағыт рулін ауытқыту жолымен тәсілдейтін болжамынан шыға отырып, айқындалуы тиіс, Бұл ретте, сатылас қанатшалануға бір мезетте симметрия жазықтығынан бір жағынан (Р э осm) қозғалтқыштар кідіруінен жүктемелер және ұшақтың сырғуын тоқтатуға арналған бағыт рулін ауытқуымен, яғни Р э во= + (Р э осmР э ман) туындаған маневрлеу жүктеме (Р э ман) әрекет етеді. Руль ауытқуының қарқынын барлық сатылас қанатшалану және оның құрамдас бөліктері (киль, руль) үшін жүктеудің неғұрлым ауыр жағдайларын жасайтындай алған жөн. Басқыштың ауытқу шамасын басқышқа біржақты күші күштен аспауға тиіс сонымен (тиімді конструктивті шектеуден немесе бустер қуаты бойынша шектеуден басқа) шектеген жөн. Рульдің топсалы сәттері үшін сенімді мәндер алынуға тиіс. Пайдалану маневрлеу жүктеменің шамасын белгіленген қозғалысы кезінде ұшқыш бағыт рулін ауытқытпаған жағдайда пайда болатын қозғалтқыштардың тоқтауынан жүктеме шамасымен шектеген жен.
      Ескерту. Бұрамалардың флюгерлеу бұрамаларының тәуелсіз жүйелері бар ТВҚ үшін сатылас қанатшалануға жүктемелердің есебін, бұдан басқа, қозғалтқыштардың тоқтау жағдайлары үшін және сыртқы қозғалтқыш қана кідірген, бұраманың қалақтары флюгерлік жағдайға орнатылмаған және қалақтардың жағдайы тек ең аз бұрышына тірелумен шектелетін жағдай кезінде жүктеудің аралас жағдайлары үшін жүргізген жөн. n в коэффициентін тоқтағалы жатқан қозғалтқыш тартымын уақыт бойынша анық өзгерісін ескере отырып айқындауға рұқсат беріледі. Қауіпсіздік коэффициенті f=1,30.

      197. Деңгейлес және сатылас біркильдік қанатшалануларды бірлесіп жүктеу жағдайлары.
      Деңгейлес және сатылас біркильдік қанатшалануларды бірлесіп жүктеудің жүктеулерден басқа деңгейлес қанатшаланудың оқшауланған симмметриялық жүктеуі үшін және сатылас қанатшаланудың оқшауланған симмметриялық жүктеуі үшін көзделген барлық жағдайларында қарау қажет.
      Деңгейлес қанатшалануға жүктемені мынадай сипатта айқындаған жөн. Жүктелім кезінде теңестіруші жүктемелер
      n э у совм = 1+0,75(n э у -1) айқындалуға тиіс,
      мұндағы n э у - оқшауланған жүктемелер кезінде;
      n э у совм - қаралып отырған жағдайдың жүктелімі;
      n э у совм - аралас жүктелімдер кезіндегі жүктелімдер.
      Маневрлік жүктемелер жүктеудің оқшауланған жағдайларындағы есептерге ұқсас есептерден айқындалады, бірақ, бұл ретте, nу 1; nу11 және nу111 жүктелімдердің мынадай мәндері алынуға тиіс:
n у1 =1-n у11 =1+0,75 /\ ny ман ,
n у111 =1-0,75 /\ y ман при n э у max(a)< 3,0 және
n у111 = 1+0,75(n y min(a) -1) при n э у max (a) > 3,0
      - шығарылған шарықтау-қону тетіктемесі кезінде

      n у1 =1, n у11 = 1,75, n у111 =0,25.
      Va жылдамдықта қосымша маневр деңгейлес қанатшаланудың жүктеу жағдайларымен бірлесіп қаралмайды.
      Олар мәндерінің 75% тең W мәндері үшін тынықсыз ауада ұшу кезінде жүктемелер оқшауланған жүктеулер кезінде айқындалады.
      Деңгейлес қанатшалануға жүктемелер жүктеудің бірлескен жағдайларында оқшауланған жүктеу кезінде әрекет етуші жүктемелердің 75% тең, ал ұшақтың сырғу мен бағыт рулінің ауытқулары бұрыштарын оқшауланған жүктеулер үшін тиісті бұрыштарының 75% тең алған жөн.
      Деңгейлес пен сатылас қанатшалануларды бірлесіп жүктеген кезде деңгейлес қанатшалануға жүктемені бірлесіп жүктеудің қаралып отырған жағдайында айқындалған сырғу бұрышына сәйкес симметриялық емес әрекет етеді деп санаған жөн.
      Деңгейлес қанатшаланудың екі жартысының арасында жүктемені үлестіруде симметриялық еместігін сырғудың көрсетілген бұрышы кезінде аэродинамикалық түтіктердегі эксперименттің негізінде айқындаған жөн (сатылас қанатшалануды жүктеудің тиісті оқшауланған жағдайының сырғу бұрышының 75%).
      Сатылыста деңгейлес қанатшалану орналасқан кезде сатылас қанатшалануды жүктеудің оған оқшауланған жағдайларында және симметриялық емес жүктемемен деңгейлес қанатшалануда келетін жүктемелермен сатылас қанатшалануды бірлесіп жүктеуді қосымша қараған жөн.
      Деңгейлес қанатшаланудың екі жартысының арасында жүктемені үлестіруде симметриялық еместігін сатылас канатшаландыруды жүктеудің тиісті жағдайында сырғудың толық бұрышы кезінде аэродинамикалық түтіктердегі эксперименттің негізінде айқындаған жөн.

      198. Екікильдік схема кезінде деңгейлес қанатшалануды жүктеу жағдайлары.
      Деңгейлес қанатшалануға жүктемелердің шамаларын біркилдік қанатшалану үшін сияқты айқындаған жөн. Оның үстіне кильдердің деңгейлес қанатшалануда орналасуымен қанатшалануы үшін тынықсыз ауада ұшқан кезде жүктемені айқындау үшін формуладағы сау г.о мәнін кильдері бар деңгейлес қанатшаланудың үшін аэродинамикалық түтіктердегі сынақтардың деректері бойынша алу қажет. Бір мезетте сатылас қанатшалануға барлық жағдайларда 4.3-суреттегі кестеге сай айқындалған Р'в.о(жоғ) және Р'в.о (төмен) пайдалану жүктемелерді салған жөн, мұндағы:
      Рг.о - қаралып отырған жағдайдың деңгейлес қанатшалануына пайдалану жүктемесі;
      Р'в.о (жоғ) - сатылас қанатшаланудың жоғарғы бөлігіне жүктеме (әрбір жартысына);
      Р'в.о (төмен) - сатылас қанатшаланудың төменгі бөлігіне жүктеме (әрбір жартысына);
      lг.о - деңгейлес қанатшаланудың құлашы;
      hжоғ - сатылас қанатшаланудың жоғарғы бөлігінің биіктігі;
      h төмен - сатылас қанатшаланудың төменгі бөлігінің биіктігі;
Кверх= 2hверх , К= hверх .
       lг.о       hнижн
      1-ескерту. 8-суретте жоғарыдан төменге бағытталған Рг.о      деңгейлес қанатшалануды жүктеген кезде сатылас қанатшалануға Р'в.о (жоғ) және Р'в.о (төмен) қосымша жүктемелердің бағыты (Рг.о төменнен жоғарыға жүктеген кезде Р'в.о(жоғ) және Р'в.о(төмен) жүктемелердің бағытын 180 о өзгерткен жөн).
      8-суреттегі кесте бойынша Р'в.о (төмен) айқындаған кезде К орнына 1/К шаманы, ал
Кааоо - Кіеаі = 2hіеаі және Р'в.о(верх) - Рв.о(нижн)
                 lai          Pг.о         Pг.о
      алған жөн.
      3. К=0 кезінде Р'в.о (верх) мәні сондай-ақ нөлге тең;
                      Pг.о        
      К>5 кезінде К=& қисықтығын алған жөн. К-нің аралық мәндерінде сызықтық интерполяция қолданылады.

      199. Сатылас екікильдік қанатшалануды жүктеу жағдайлары.
      Сатылас екікильдік қанатшаланудың шамалары мен қауіпсіздік коэффициенттерін біркилдік қанатшалану сияқты айқындаған жөн. Бұл ретте, сатылас қанатшаланудың бір жақ жартысына (оң жағына немесе сол жағына) 65%, ал басқасына 35% сатылас қанатшаланудың жалпы жүктемесі әрекет етуі алынған жөн.

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
8-сурет

      200. Деңгейлес пен сатылас екікильдік қанатшалануды бірлесіп жүктеу жағдайлары.
      Сатылас қанатшалануды бірлесіп жүктеуді және деңгейлес қанатшаланудың симметриялық емес жүктеуді қараған жөн.

      201. Артқы қанатшалануды жүктеу жағдайлары.
      Рульдер. Биіктік рулінің (бағыт рулінің) және оның бекітпесінің беріктігін оны жүктеудің барлық жағдайларында оған деңгейлес (сатылас) қанатшаланудың бөлігіне сияқты келетін жүктемеге тексерген жөн.
      Топсалы сәттерді теңестіру.
      Биіктік руліне (бағыт руліне) немесе басқарылатын стабилизаторға әрекет етуші жүктемелерден топсалы аэродинамикалық сәттер деңгейлес пен сатылас қанатшаланудың барлық жағдайларында тынықсыз ауада ұшқан кезде және қозғалтқыштардың кідіруі кезінде жүктеу жағдайларынан басқа тапсырылған, ал Мш буст+лоб ең жоғары топсалы сәтімен тұрақты бустерлік басқару кезіндегі күштерге сәйкес келтірілуге тиіс. Ол үшін рульдің (басқарылатын стабилизатордың) хордасы бойымен погондық жүктемені (қысым ортасын) салу нуктесін ауыстырумен осы жүктеменің шамасын өзгертпей бүл сәйкестікті алу үшін топсалы аэродинамикалық сәттерді түзету қажет. Бірақ, егер осы теңестіру кезінде қысымның ортасы рульдің (басқарылатын стабилизатордың) жергілікті хордасының 50%-нен біршама артқы болса, погондық жүктеменің шамасын өзгертпей жергілікті хорданың 50%-не қысым ортасының жағдайын алған жөн.
      Топсалы сәттерді теңестіру сервокомпенсаторлардың, бустерлердің, автоұшқыштардың, орнықтылық пен басқарылу автоматтардың және басқа қосалқы мен автоматты жүйелерінің әсерін есепке ала отырып жүргізілуге тиіс. Бұл ретте рульді айналдыруың беріктігіне қатысты осы жүйелердің мүмкін, неғұрлым қиын әсер етулері қаралуға тиіс.
      Нервюрларды және руль мен басқарылатын стабилизатордың жергілікті беріктігін есептеу үшін хорда (контур) бойынша жүктемені үлестіру, егер погондық топсалы сәттер теңестіргеннен кейін бастапқылармен салыстырғанда (теңестіргенге дейінгі) көбейсе, түзетілуге тиіс және хордасы (контуры) бойынша жүктемені үлестіруге, егер топсалы сәттер теңестіргеннен кейін азайса, бастапқысы алынады.
      Кинематикалық сервокомпенсаторлар. Сервокомпенсаторлардың және оның бекітпелерін беріктігін рульдің бөлігіне сияқты оған келетін жүктемелерге тексерген жөн. Сервокомпенсаторлар мен олардың бекітпелеріне арналған қауіпсіздік коэффициенті f=2,0.
      Қаттылықты қамтамасыз ету үшін қауіпсіздіктің аса жоғары коэффициентін алу ұсынылады.
      Триммер Триммердің және оның бекітпелерінің беріктігін триммердің бейтарап жағдайы кезінде рульдің бөлігіне сияқты оған келетін жүктемеге тексерген жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті жүктеудің қаралап отырған жағдайына сәйкес алынады. Бұдан басқа, триммердің және оның бекітпелерінің беріктігін, сондай-ақ рульдің беріктігін f=2,0 қауіпсіздік коэффициенті кезінде Р э mр = + 0,55gmах max Smp пайдалану жүктемеге тексерген жөн.

      202. Артқы канатшаланудың мен оның элементтері бойынша аэродинамикалық күштерді үлестіру.
      Деңгейлес пен сатылас қанатшалануы мен олардың элементтері үшін аэродинамикалық трубалардың сынақтар нәтижелері бойынша құлашы мен хордасы бойынша жүктеменің қисық үлестірулері жасалуға тиіс. Осындай материалдар болмаған кезде қанатшаланудың және құлашы мен хордасы олардың элементтері бойынша жүктемені үлестіруге нұсқауларға сәйкес рұқсат беріледі.

30. Шассиді жүктеу жағдайлары

      203. Жалпы нұсқаулар.
      келтірілген талаптар артқы дөңгелегі бар шассиге және тұмсықтық дөңгелегі бар үштіректі шассиге қатысты (9 және 10-суреттер). Басқа схемалардың шассилері үшін және қонудың ерекше тәсілдері үшін (қысқартылған, сатылас) жүктеудің есепті жағдайларын дайындаушы белгілейді және дайындаушы мемлекеттің құзыретті органымен келісілуге тиіс.
      Ұшақтың қозғалысы бойынша бағытталған Хg осі бар координаттар осьтерінің жер жүйелері алынған.

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
9-сурет, 10-сурет

      204. Амортизациялық жүйеге қойылатын талаптар.
      Жүктемені динамикалық салу кезінде амортизациялық жүйе қабылдауға тиіс Аэ пайдалану жұмысын мынадай формула бойынша есептеген жөн:

      А э =m ред V э2 у ,
               2
      Негізгі тіректер мен артқы дөңгелегі үшін келтірілген жылдамдықтың сатылас құрамдасы соққы кезінде мынадай формула бойынша айқындалуға тиіс.

      Vэy =Vy + 0,025Vx,м/с.
      мұндағы
      Vх - ұшақ жерге тиген сәттегі ұшақ жылдамдығының деңгейлес құрамдасы, м/с;
      0,9 Vn дан 1,1 Vn, дейінгі диапазонда, Vх әртүрлі мәндері қаралады, мұндағы Vn - шассидің негізгі тіреулері жерге тиген сәттегі ұшақтың қону жылдамдығы;
      Vу - ұшақ жерге тиген сәттегі жылдамдықтың сатылас құрамдасы;
      Vу - шамасын мынадай формула бойынша айқындаған жөн

      Vy= e t 2 -2y
          2
      мұндағы
      $=2g 2 , Y= c a yg , cy= 2gmпос
        KVx    Vx c y     PoV 2 xS
      t- теңдеу түбірі t 2 - 4 Y- 2 (t- 1-e -n )=0
                           $   Y     Y
      К - ұшақтың аэродинамикалық сапасы;
      с a y - әсер ету бұрышы бойынша ұшақтың көтермелі күші коэффициентінің туындысы, 1/рад;
      g - еркін түсу үдеуі, м/с 2 .
      К мен с a y шамалары қанаттың тетіктемесін ескере отырып және с ay жоғарыда көрсетілген мәнді алатын сол бір әсер ету бұрышы кезінде айқындалуға тиіс.
      1,5 м/с асатын Vу шамасын алмаған жөн.
      Жердің әсері аэродинамикалық коэффициенттеріне ықпал ететін ұшақтар үшін Vу шамасы арнайы есептердің негізінде нақтылануға тиіс.
      Егер ұшаққа топырақты әуеайлақтарда жүйелі пайдалану талабы қойылса, V э у шамасын жобалау мен пайдаланудың қолдағы бар тәжірибесінің негізінде дайындаушы белгілеуге және дайындаушы мемлекеттің құзыретті органымен келісілуге тиіс.
      V э у шамасын барлық жағдайларда 2,8 м/с кем алмаған жөн.
      m рeд редуциялық салмақты алған жөн:
      шассидің негізгі тіректеріне m ред = m пос , яғни барлық ұшақтың қону салмағына тең;
      артқы дөңгелек немесе костыль (артқы дөңгелегі бар шасси) үшін

      mред= Pсm х.в
            g      , мұндағы рсm х.в - m пос кезінде тұрақты артқы дөңгелекке (костыль) келетін жүктеме;
      рсm xв=m пос g e (9-сурет).
                   b
      Шассидің тұмсықтық тірегіне пайдалану жұмысын мынадай жағдайларда айқындалған үлкен жұмыс ретінде таңдаған жөн:
      Үш нүктеге қону. Осы жағдайда сатылас жылдамдықтың шамасы негізгі тіректер үшін белгіленген V э у мәніне тең алынуға тиіс. m ред редуциялық салмақ мынадай алғашқы жағдайлар:
      жылдамдықтың сатылас құрамдасы ұшақ ауырлығының ортасында V э у тең;
      ұшақтың көтермелі күші Ү=§gm пос ;
      Мz сәті бойынша ұшақ теңгерілген;
      w z =0 бұрыштық жылдамдық кезінде есептермен айқындалуға тиіс.
      u=0,8 үйкеліс коэффициентінің ең жоғары мәні кезінде дөңгелектерді айналдырған маңдайлық күштер ескеріледі.
      Екі нүктеге қону (тұмсықтық тірекке кейінгі ауысумен шассидің негізгі тіректеріне қону).
      Қатынасы е < 0,1 (10-сурет) ұшақтар үшін осы жағдайды қарамауға
               b
болады.
      Vy э мәнін мынадай алғашқы жағдайлар:
      m пос салмағы бар ұшақ негізгі тіректермен жерге тиеді. Ал артқы сақтандырғыш тірек жерге тимейді, бірақ одан тікелей жақындықта болады;
      шассидің негізгі тіректері үшін көрсетілген жылдамдықтың сатылас құрамдасы ұшақ ауырлығының ортасында V э у тең;
      ұшақтың көтермелі күші Ү=§gm пос ;
      М z сәті бойынша ұшақ теңгерілген;
      w z =0 бұрыштық жылдамдық кезінде есептермен айқындалуға тиіс.
      u=0,8 үйкеліс коэффициентінің ең жоғары мәні кезінде дөңгелектерді айналдырған маңдайлық күштер ескеріледі.
      Редуцияланған салмақ осы жағдайда мынадай формула бойынша айқындалады

      m ред = m пос
          (1+ a 2 ),
             i 2 z
      мұндағы а - көлбеу бойынша тұмсықтық дөңгелегі осінен ұшақ ауырлығының ортасына дейін (10-сурет);
      і z - 2 осіне қатысты ұшақ екпінінің радиусы.
      А э пайдалану жұмысын амортизациялық жүйе жұтқан кезде пайдалану жүктелімді мынадай формула бойынша айқындаған жөн

      n э = Р э
         Р 1
      бірақ ол EP мд қатынасынан айқындалатын шамадан аспауға тиіс.
               Р 1
      Мұндағы Р э - пайдалану жұмысын амортизациялық жүйе жұтқан кезде шассидің тірегіне ең жоғары жүктеме;
      Е Р мд - дөңгелектерді Дайындаушы кепілдік берген шассидің бір тірегінің барлық дөңгелектеріне рұқсат етілетін жиынтық ең жоғары жүктеме.
      Р 1 жүктемені:
      есепті қону салмағы кезінде оларға тұрақты әрекет етуші жүктемеде негізгі тірек үшін және артқы доңғалақ (артқы дөңгелегі бар шасси) үшін;
      gm ред - тұмсықтық шасси үшін тең алған жөн.
      Жүктемені динамикалық салу кезінде амортизациялық жүйе қабылдауға тиіс ең жоғары жұмыс мынадай формула бойынша айқындалады
      ұшақтың есепті қону салмағына сәйкес келетін редуцияланған салмағы кезінде А mах =1,5А э
      ұшақтың есепті ұшу салмағына сәйкес келетін редуцияланған салмағы кезінде А max = m взл А э
                     m пос
      Ескерту. Шассидің тұмсықтық тірегі ұшін ең жоғары жұмысының шамасы m пос және m взл бар ұшақты үш нүктеге және пайдалану жұмысын айқындау үшін жоғарыда керсетілген жағдайлар кезінде тұмсықтыққа кейінгі ауысуымен негізгі тіректерге қондыру есептерінің негізінде нақтылануы мүмкін. Бірақ m пос -мен қонуды есептеген кезде қонудың бірінші сәтінде ұшақтың сатылыс жылдамдығының шамасы 1,225 V э у , ал  m пос -мен қонуды есептеген кезде көтермелі күш Ү= gm взл тең алынады; маңдайлық күштер дөңгелектерді айналдырғаннан u=0,5 үйкеліс коэффициенті кезінде айқындалады.
      Ең жоғары жүктелімді А max ең жоғары жұмысты амортизациялық жүйе жұтқан кезде мынадай формула бойынша айқындаған жөн

      n mах = P mах
            P 1
      бірақ ол EP мд қатынасынан айқындалатын шамадан аспауға тиіс.
                Р 1
      мұндағы Р э - пайдалану жұмысын амортизациялық жүйе жұтқан кезде шассидің тірегіне ең жоғары жүктеме;
      ЕР мд - дөңгелектерді Дайындаушы кепілдік берген шассидің бір тірегінің барлық дөңгелектеріне рұқсат етілетін жиынтық ең жоғары жүктеме.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмысты амортизациялық жүйенің жұтуын есептеген кезде дөңгелектерді айналдырғаннан маңдайлық күштерді есепке алу қажет:
      пайдалану жұмысы үшін u=0 және 0,8;
      ең жоғары жұмыс үшін u=0 және 0,5.
      Бұл ретте, артқы тірек, тұмсықтық тірек пен артқы дөңгелектері бар шассидің негізгі тіректері үшін -Е ш.пос жағдайына сәйкес келетін ұшақтың жағдайын, ал тұмсықтық дөңгелектері бар шассидің негізгі тіректері үшін Е ш.пос және Е ш жағдайларға сәйкес келетін арасындағы орта жағдайды алуға рұқсат беріледі.
      Келтірілген көтермелі күш (аэродинамикалық жүктеме) жұмысты жұту процесінде қаралап отырған редуцияланған салмақтың ауырлығының күшіне тең алынады, Ү=gm ред
      Амортизациялық жүйенің А э және ең жоғары А maх жұмысты жұту қабілеттілігі динамикалық күштермен расталуы тиіс.
      Егер динамикалық күштер дөңгелектерді айналдырғаннан маңдайлық күштерді салмай жүргізілсе, осы сынақтарда есептерге тиісті түзетулер енгізуге мүмкіндік беретін деректер алынуға тиіс. Егер сынақтар оқшауланған қондырғыда жүргізілсе, ал шасси бекітілетін ұшақ агрегаттарының серпімділігі жүктемелердің шамаларына елеулі әсер етсе, жеке шассиге келетін жұмыстың үлесі арнайы есептердің негізінде нақтылануы мүмкін, осы орайда сынақтардан есепте алынған амортизацияның сипаттамаларын растайтын деректер алынуы тиіс.
      А э пайдалану жұмысын амортизациялық жүйе жұтқан кезде пайдалану жүктемелерге қатысты қауіпсіздік коэффициенті 1,50 тең алынуға тиіс. Объективті деректермен А max , ең жоғары жұмысты амортизацияның жұтуына сәйкес келетін жүктемелердің ұшаққа әрекеті кезінде шасси мен ұшақ конструкциясының бұзылуы немесе қауіпті салдарларға әкелуі мүмкін олар беріктігінің сол бір төмендеуі орын алмайды.
      Егер беріктікке есептеген кезде шасси мен ұшақ үшін ең жоғары жұмысты жұтқан кезде ең жоғары жүктемелерге қатысы бойынша 1,30 қауіпсіздік коэффициенті алынса көрсетілген деректер ұсынылмауы мүмкін.
      Жүктемені динамикалық салу кезінде артқы сақтандырғыш тіректің (тұмсықтық дөңгелегі бар шасси) амортизациясы қабылдауға тиіс пайдалану жұмысты мынадай формула бойынша айқындаған жөн
      А э =0,15 m пос
      (0,145 коэфициенті м 2 /с 2 мөлшеріне ие).

      205. Тұмсықтық немесе артқы дөңгелегі бар шассидің негізгі тіректерін жүктеу жағдайлары.
      Шассидің беріктігін айқындаған кезде геометриялық ара қатынастарды қаралып отырған жағдайдың пайдалану жүктемесіне сәйкес келетін шамаға жаншыған амортизациясы кезінде белгілеген жөн.
      Егер техникалық себептер бойынша дөңгелектерді қысқы шаңғыларға айырбастау мүмкіндігі көзделсе, шассидің беріктігі барлық жағдайларға тексерілуге тиіс.
      Қосақталған дөңгелектер кезінде барлық жағдайларда дөңгелектерге біркелкі емес жүктеме: жалпы жүктемеден бір дөңгелекте 60% және екіншісінде 40% қаралуға тиіс. Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талаптары қойылса, 0,7:0,3 қатысты жүктемелерді үлестіру жүргізіледі.
      Барлық жағдайларда сатылас жүктеменің пайдалану мәні 0,67 Р разр.рад , аспауға тиіс, ал А max жұтқан кезде сатылас жүктеменің мәні 0,75-Р разр.рад аспауға тиіс, мұндағы Р разр.рад - дөңгелекқе бұзатын радиалдық жүктеме.
      Екі осьтік арбасы бар негізгі тірек үшін арба осьтерінің арасында жүктемелерді үлестіру туралы қосымша нұсқаулар келтірілген.
      Е ш.пос жағдайы. Үш нүктеге қону.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмыстарды жұтқан кезде пайдалану және ең жоғары жүктемелер (n э F және n max Е жүктелімдер) амортизацияны жаншу диаграммасынан айқындалуға тиіс. Күштер әрекет ету бағыты жер бетіне қалыпты.
      1-ескерту. Шассидің, фюзеляждің және қанаттың беріктігі сондай-ақ бір негізгі тірекке қону жағдайына тексеруден өтуге тиіс. Осы жағдайда пайдалану мен ең жоғары жұмысты жұтқан кезде тірекке жүктеменің шамасын Е ш.пос жағдайында осы жүктеменің шамасына тең алынуға тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті сол Е ш.пос жағдайындағыдай.
      2-ескерту. Шассидің және оның бекітпелерінің беріктігі шектеушіге соғылған кезде кері жүрісінде амортизатор штогының толық шығу сәтінде пайда болатын жүктемелерге тексеруден өтуге тиіс. Бұдан басқа, шасси конструкциясы элементтерінің беріктігі шток толық шығарылған жағдайда онда ең жоғары мүмкін алғашқы қысым болған кезде, бірақ кейін қарай бағытталған амортизациялық тіректі жаншуды бастауға сәйкес келетін жүктемелерге тексеруден өтуге тиіс. Жүктемелер дөңгелектердің осьтеріне салынуға тиіс. Қосақталған дөңгелектер болған кезде дөңгелектер арасындағы жүктемелерді үлестіру біркелкі болады.
      Қауіпсіздік коэффициент f=1,5.
      Е ш.взл жағдайы. Екпін.
      Ұшақ жерде тұруына сәйкес келетін жағдайда деп саналады. Әрбір тірекке бір мезетте мынадай жүктемелер әрекет етеді:
      Р Э у =n Э Е взл Р ст взл
      мұндағы Р ст_взл - m взл кезінде тірекке тұру жүктемесі;
      n э E взл - екпін кезінде пайдалану жүктелім;
      n Э Е взл =2,00 жалғыз немесе қосақтаған дөңгелектер үшін;
      n Э Е взл -1,70 арбалар немесе тандем орналасқан дөңгелектер үшін алынатын;
      дөңгелектердің осьтеріне салынған және ұшуға қарсы бағытталған жерге қосарласқан күш

      Р Э х =кР э у ,
      мұндағы к=0,3.
      Сондай-ақ жоғарыда келтірілген Р у э күшінің және Р х э = 0,7кР э у күшінің бір мезеттегі әрекетін қараған жөн.
      Ескерту. Ұшу бойынша бағытталған Р э х шамасы ұқсас схемалардағы шассиді пайдалану тәжірибесін есепке алып шассидің кинематикалық схемасын талдау негізінде нақтылауы мүмкін.
      Егер топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса, n э Е взл екпіні кезінде пайдалану жүктелімі шасси тіректері дөңгелектерінің шиналарын толық жаншуына б п о және топырақтың ең аз беріктігіне о қарай 4.6-суреттің кестесі бойынша таңдалуға тиіс. Егер шассидің тіректерінде арбалар орнатылса n Э Е взл айқындау үшін осы дөңгелектер шиналарының 1,5б п о алынады.
      Коэффициент шамасын мынадай формула бойынша айқындаған жөн
      К = xP о ,
          BD
      мұндағы Р 0 - жұмыс қысымы кезінде шинаның биіктігіне 32% тең шинаны жаншуға сәйкес келетін дөңгелекке жүктеме (шинаның биіктігі - дөңгелектің сыртқы радиусы мен тоғын радиусының арасындағы айырмашылық);
      D және В - тиісінше шинаның сыртқы диаметрі мен ені;
      X - 2-кесте бойынша айқындалатын коэффициент;

      2-кесте

n

Х см 2 /Н


о=60Н/см 2 (6кгс/см 2 )

о > 80Н/см 2 (8кгс/см 2 )

0

0

0

1,0

0,023

0,021

3,0

0,023

0,021

5,0

0,033

0,032

      o және n аралық мәндері үшін сызықтық интерполяция қолданылады.
      Мұндағы n= P k , ал P k , - шассидің тірегіне P э у жиынтық сатылас
                P o
жүктемені дөңгелектер арасында симметриялық үлестіру кезінде бір
дөңгелекке келетін жүктеме.
      К шамасын 0,3 кем алмаған жөн.
      Ескерту. Топырақтың беріктігі үшін о<60 Н/см 2 (6 кгс/см 2 ) шассиге жүктемелер ұшақты пайдаланған кезде орын алуы мүмкін шарықтау-қону жолағының (ШҚЖ) неғұрлым тегіс емес беті бойынша екпіннің арнайы есептерінің негізінде айқындалуға тиіс. Осындай есептердің негізінде топырақтың беріктігі үшін о > 60 Н/см 2 (6 кгс/см 2 ) шассиға жүктемелердің шамалары нақтылануы мүмкін. Есептердің әдістемесін Дайындаушы белгілеуге тиіс.

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
11-сурет

      G ш жағдайы. Шассидің екі тірегіне алдыңғы соққы.
      Ұшақ жерде тұруына сәйкес келетін жағдайда деп саналады. Жүктеме доңғалақтың осі арқылы өтеді және а бұрышымен алдынан және астынан көлбеуге бағытталған.


артқы доңғалағы бар
шасси үшін

Тұмсықтық доңғалағы
бар шасси үшін

бұрышы а,град

5 0 +0,025D
(D - доңғалақтың
диаметрі мм)

20 0 -0,025 D (D-доңғалақтың
диаметрі мм)

бір тірекке жүктеме Р э

0,5n э G gm пос

Пайдалану
жүктелім п Э G

1,25

1,5

      Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса, Р э шамасы m взл шыға отырып айқындалуға тиіс.
      Е ш +G ш жағдайы. Бір мезетте алдыңғы соққымен (артқы дөңгелегі бар шасси үшін) негізгі тіректерге қону.
      Ұшақ негізгі тіректеріне отыратыны, ал артқы дөңгелегі жерге жетпейтіні алынады. Негізгі тіректерге тепе-тең әрекет ететін жүктеме ұшақ симметриясының жазықтығында жатыр, доңғалақ осінен өтеді және ұшақ ауырлығының ортасына бағытталған.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмысты жұтқан кезде бір тірекке жүктеменің шамасы Е ш.пос жағдайында осы күштің шамасына тең алынуға тиіс.
      Е ш жағдайы. Негізгі тіректерге қону (тұмсықтық дөңгелегі бар шасси үшін).
      Ұшақ негізгі тіректерге отыратыны, ал артқы сақтандырғыш тірек жерге тимейтіні, бірақ одан тікелей жақындықта болуы; тепе тең әрекет ететін жүктеменің күші жерге қалыпты және дөңгелек осінен өтетіні алынады.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмысты жұтқан қезде бір тірекке жүктеменің шамасы Е ш. пос жағдайында осы күштің шамасына тең алынуға тиіс.
      Е ш + G ш жағдайы. Айналдырылмаған дөңгелектермен қону.
      Айналдырылмаған дөңгелектерімен қону кезінде негізгі тірекке әрекет етуші жүктемелерді мынадай жағдайларда есептеумен айқындаған жөн:
      тұмсықтық дөңгелегі бар ұшақтың Е ш. пос және Е' ш жағдайларына сәйкес келетін арасында орта жағдайда қонуы және артқы дөңгелегі бар ұшақтың екі негізгі тірегі жерге тиген және қозғалтқыштар тартымның бағыты қону бұрышының жартысына тең көлбеумен оң бұрыш болған жағдайда қонуы қаралады;
      жылдамдықтың сатылас құрамдасы V x =1,1V п (V п - ұшақтың қону жылдамдығы, жылдамдықтың сатылас құрамдасы пайдалану мен ең жоғары жұмысты жоғары тапсырылғаннан шассидің амортизациясы жұту жағдайларына сәйкес қеледі;
      пайдалану жұмысын жұтқан кезде шарықтау-қону жолағының бетіне үйкеліс коэффициенті u=0,8 және ең жоғары жұмысты жұтқан кезде u=0,5.
      Беріктікті тексеру сатылас жүктемелердің тиісті мәндерімен ең жоғары теріс және оң деңгейлес жүктемелердің комбинациясына, сондай-ақ сатыластан 25% кем алынбауға тиіс деңгейлес жүктеменің тиісті мәнімен ең жоғары сатылас жүктеменің комбинациясына жүргізілуге тиіс.
      R 1 ш жағдайы. Шассидің екі негізгі тіректеріне бүйірлі соғумен кону.
      Артқы дөңгелегі бар ұшақ жерде тұруына сәйкес келетін жағдайда, ал тұмсықтық дөңгелегі бар ұшақ қаралып отырған Е ш сәйкес келетін жағдайда деп саналады. Егер қалыпты күш әрбір тірекке пайдалану (А э ) мен ең жоғары жұмысты (А max ) жұтумен қонған кезде Е ш жағдайында осы күштің шамасының 0,75 тең алынуға тиіс.
      Қаралып отырған бүйірлі күшті сатылас жүктеменің тиісті мәні мен пайдалану жұмысты жұтқан кезде В у = + 10 о және ең жоғары жұмысты жұтқан кезде В у =± + 5 0 тең алынатын әкету бұрыштары кезінде Р z =f(P y , B у ) эксперименталдық мәндердің негізінде айқындаған жөн. Егер Р z =f(Р y , B у ) күші R 1 ш (для А э және А max ) жағдайының Р у-- нен, аз Р у мәні кезінде ең жоғарғысына жетсе, қосымша осы ең жоғары күштің Р 1ш mах және оған сәйкес келетін Р у комбинациясын қараған жөн. Бүйірлі жүктемелер, жоғарыда көрсетілгендей табылған 1,25 есе көбейтілуге тиіс және олардың жерге тию нүктелерінде осы жағдай тиісті сатылас жүктемелермен жаншылған шиналары бар дөңгелектерге салынуға тиіс.
      Алдын ала есептер үшін:

      А Э кезінде Р э z =± + 1,2Р Э y .10_ p k
                                p0 DB

      A max кезінде P z max = + 0,8P max y .10_ p k алуға болады.
                                         P0 DB
егер Pк  > 0,45 А max сәйкес келетін тек R 1ш жағдайын Р к жүктеген
     P 0 DB
кезде орын алса,
 
Pк  >0,45 кезінде крсымша сатылас пен бүйірлі жүктемелердің
P 0 DB
мынадай комбинациялары қаралады:

      P y max =0,45PN 0 DB,
      P z max =0,285P max y ;

егер Pк =>0,45 А max сәйкес келетін R 1 ш жағдайын Р к жүктеген кезде
     P 0 DB
орын алса,

P э у =0,45NР 0 DB,
 
P э z =0,425P э y ;
      Мұндағы Р о - шинадағы жұмыс қысымы.
      N- қаралып отырған тіректегі дөңгелектердің саны.
      R 2 ш.пос және R 2 ш.взл жағдайлары. Рульдеу кезінде бұру.
      R 2 ш.пос жағдайында есептік кону салмағымен ұшақ үш нүктедегі жағдайда тұруы қаралады, осы орайда артқы дөңгелек пен негізгі тіректер біреуінің дөңгелектері жерге тимейді, бірақ одан тікелей жақындықта болады, негізгі тіректер екіншісінің дөңгелектері тежелген және жерге дөңгелектердің жанасу нүктелерінде салынған жер реакциясының әрекетінде болады. Негізгі тірекке жер реакциясының сатылас компонентінің пайдалану шамасы n Y r 2 gm un тең болып алынуға тиіс; ұшақтың осіне бағытталған негізгі тұраққа бүйірлі компоненттің пайдалану шамасы - n Y r 2 gm un тең болуға тиіс. Жерге қосарлас (қозғалысқа қарсы) бағытталған негізгі тірек дөңгелектердің үйкеліс күшінің пайдалану шамасы M max тең болуға
                                                R
тиіс,
      мұндағы R - жаншылған дөңгелектің радиусы;
      М mах - дөңгелектерді Дайындаушының деректері бойынша негізгі тірек деңгелектердің жиынтық, ең жоғары тежеу сәті, ол кем дегенде қонғаннан кейінгі жүгіріс режимі үшін екі есе еселенген - 2 М Y o кем емес алынуға тиіс.
      Егер Sкр < 80 м 2 және n Y r2 =0,60, егер S кр > 100 м 2 артқы деңгелегі бар ұшақ үшін пайдалану жүктелімі n Y r2 =0,60, ал тұмсықтық дөңгелегімен ұшақ үшін n Y r2 =0,70 тең алынады; қанат көлемінің аралық мәндері үшін n Y r2 жүктелімі сызықтық интерполяциямен айқындалады.
      Ескертулер. 1. Үйкеліс күші болмаған кезде сондай-ақ R 2ш.пос жағдайын қараған жөн.
      2. Егер ҰПБ-да қонғаннан кейін рульдеуде жылдамдық пен бұру радиусы бойынша шектеулер көрсетілсе, жоғарыда келтірілген жүктемелер нақтылануы мүмкін.
      R 2 ш.взл жағдайында есептік шарықтау салмағымен ұшақтың бұрылуы қаралады. Шассидің негізгі тіректерінің әрбіреуіне жүктемелер ұшақтың статикалық тепе-теңдегі есебінен мынадай жағдайларда айқындалады:
      ұшақ үш нүкте жағдайында тұр, әрбір тіректің амортизациясы жаншуының шамасы оған әрекет ететін жүктемеге сәйкес келеді;
      ұшақ ауырлығының ортасындағы сатылас жүктелім n y =1,00;
      ұшақтың көтермелі күші Y=0;
      ұшақ ауырлығының ортасындағы бүйірлі жүктелім n z = V 2 ,
                                                       9,81R
      мұндағы V=1,2V R , ал V R және R - жылдамдық (м/с) және тиісті радиус (м) олармен пайдалануда шарықтау салмағымен рульдеу кезінде бұрылу жүргізуге рұқсат беріледі; көрсетілген шамалар ҰПБ-да жазылуға тиіс; есеп n z неғұрлым үлкен мәнге ие осындай V R және R комбинациясы үшін жүргізіледі;
      әрбір жүктеменің бүйірлі жүктеменің сатыласқа қатысы (координаттардың жерлік осьтерінде) n z тең;
      бұрыштық үдеулер w x =0 және w Z =0.
      Бірақ R 2ш.взл жағдайында неғұрлым жүктелген негізгі тірекке келетін жүктемелер кемінде

      Р Y y = 0,5gm ace ( a + h )
                     b  b 0
      P Y Z = 0,5 P Y y (ұшақтың осьна бағытталған) алынуға тиіс.
      Мұндағы а - ұшақ ауырлығының ортасы мен тұмсықтық дөңгелек осінің арасындағы көлбеу бойынша қашықтық;
      b - негізгі және тұмсықтық деңгелек осьтерінің көлбеу бойынша арасындағы қашықтық;
      h - ұшақ ауырлығының ортасынан жерге дейін сатылас бойынша қашықтық (4.5.-сурет);
      b 0 - шассидің жолтабаны.
      Барлық мөлшерлер шассиді тұру жаншу кезінде айқындалады.
      Т ш жағдайы. Қону, сөре және тіркеп сүйрету кезінде тежеу.
      Ұшақ жерде тұруына сәйкес келетін жағдайда деп саналады. Деңгейлес жүктеме (ұшақ қозғалысы бойынша немесе қарсы) Т э жерге дөңгелектердің жанасу нүктелерінде салынған және:

      қону кезінде Т Y = Mmax ;
                         R
      сөре кезінде T Y = Mmax no , бірақ Т Y = -0,8Р Y y аспайтын;
                        R
      тіркеп сүйрету кезінде Т Y = Mmax тең.
                                  R
      Жерге қалыпты күш Р Y у :
      қону кезінде пайдалану жұмысты жұтқанда осы күш мәнінің 75%-на;
      сөре мен тірек сүйрету кезінде ұшақтың шарықтау салмағында тірекке келетін тұрақ жүктемесіне Р cт.взл тең алынады.
      Мұндағы R - жаншылған дөңгелектің радиусы (бір тірек P э y дөңгелектердің шиналары P э у тиісті күшімен жаншылған деп саналады);
      М mах.ст - сөредегі ең жоғары тежеу сәті (егер ұшақта сөрелік тежеу болмаса, М mах алынады).
      М ш жағдайы. Шасси тірегін айналдыру.
      Ұшақ үш нүкте жағдайында тұрылғаны саналады. Негізгі тірек жерге қосарлас жазықтықта әрекет етуші және дөңгелек осінен өтетін М э айналу сәтіне тексерілуге тиіс:
                 ____            
М = + (900 + 0,02\/m 3 un ), Н*м;
                   ______
М = + (900 + 0,02 \/g 3 m 3 un ), кгс*м,
      бірақ 10 5 Н*м (10 4 кгс*м) аспайтын. Бұдан басқа, тірекке Р Y o = Р no.un сатылас жүктеме салынуға тиіс, мұндағы Р no.un -n пос кезінде тірекке тұру жүктемесі.
      Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса, М э және Р Y y шамалар m взл шыға отырып, айқындалады.
      Т к жағдайы. Шарықтау кезінде жерден ұшақтың көтерілгеннен кейін дөңгелектерді кенеттен тежеу.
      Ұшуда ұшақтың жағдайын қараған жөн:

      1) толық шығарылған шассимен;

      2) құлпыда толық жиналған шасси кезінде;

      3) шассидің аралық жағдайымен.
      Әрбір тіректің дөңгелектеріне М mах сәті салынуға тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициент f=2,00.
      Ескерту. Егер ҰПБ-да ұшқышқа шарықтау кезінде ұшақтың жерден көтерілгеннен кейін дөңгелектерді тежеуге тыйым салынса, Т к жағдайын қарамауға рұқсат беріледі.
      Артқы деңгелекті (костыльді) (артқы дөңгелегі бар шассиді) жүктеу жағдайлары.

      206. Құйрықтар дөңгелектің (костыльдің) беріктігін айқындаған кезде геометриялық ара қатынастары қаралап отырған жағдайдың пайдалану жүктемесіне сәйкес келетін шамаға жаншылған амортизациясы кезінде белгіленуге тиіс.
      Е ш жағдайы. Үш нүктеге қону.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмыстарды жұтқан кезде пайдалану және ең жоғары жүктемелер (n Y А және n max A жүктелімдер) амортизацияның жаншу диаграммасынан айқындалуға тиіс. Күштер әрекетінің бағыты жер бетіне қалыпты.
      Е ш +G ш жағдайы. Сатылас және маңдайлық күштердің бір мезеттегі әрекеті (4.7.-сурет).

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
12-сурет

      Ұшақ үш нүкте жағдайында тұрылғаны саналады.
      Жерге қалыпты Р у күшінен басқа артқы дөңгелекке дөңгелек осіне салынған және кері бағытталған Р х = -0,5Р у күш әрекет етуі алынады.
      Р у күші Е ш жағдайындағыдай айқындалуға тиіс.
      Амортизациясы алдыңғы соққыға жұмыс істемейтін артқы дөңгелек (костыль) үшін қосымша n Y A сәйкес келетін Р Y у құйып алу кезінде Р Y x = -2,5Р no.oa -мен жүктеуді қараған жөн.
      Ескерту. Костыль үшін Р х күш оның жерге тиген нүктесіне салынған.
      R 1 ш жағдайы. Бүйірлі соққымен қону.
      Ұшақ үш нүкте жағдайында тұрылғаны саналады. 25%-ке азайтылған Е ш +G ш жағдайы жүктемелерінің және Р z =± + 0,15Р у бүйірлі жүктемесінің бір мезеттегі әрекеті қаралуға тиіс. Бұдан басқа, артқы дөңгелек (костыль) жерге дөңгелектің (костыльдің) тиген нүктесіне салынған Р z =±+0,2 Р у бір бүйірлі жүктеменің әрекетіне тексерілуге тиіс; амортизацияның тұру жаншылғаны алынады.
      Бағдарлаушы артқы дөңгелек (костыль) үшін бағдарлау осіне қатысты Р z бүйірлі күшінің 20% сәті және осы сәттің 80% дөңгелек осіне жұп күштерімен немесе жерге костыльдің тиген нүктесінде жұп күштерімен қабылдануын алу қажет.

      207. Тұмсықтық тіректі және артқы сақтандырғыш тіректі (тұмсықтық дөңгелегімен шассиді) жүктеу жағдайлары.
      Төменде қаралатын барлық жағдайларда ұшақ үш нүктеде болуы, ал амортизация - қаралып отырған жағдайдың пайдалану жүктемесіне сәйкес жаншылған деп саналады.
      Қосақталған дөңгелектері кезіндегі барлық жағдайларда дөңгелектерге біркелкі емес жүктеме қаралуға тиіс: жалпы жүктемеден 60% бір дөңгелекте және 40% екіншісінде қаралуға тиіс. Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса, жүктемелерді үлестіру 0,7:0,3 қатысты жүргізіледі. Барлық жағдайларда кез келген дөңгелектерде сатылас жүктеменің пайдалану мәні 0,67 Р разр.рад аспауға тиіс, ал А max жұтқан кезде сатылас жүктеменің мәні 0,75 Р разр.рад аспауға тиіс, мұндағы Р разр.рад -дөңгелеқке бұзушы радиалдық күш. Бағдарлаушы мен басқарылатын дөңгелектер үшін 208 тапсырылатын  М у мәніне тең тұмсықтық дөңгелектің осіне қатысты Р х күштерін симметриялық емес салғаннан сәттің бөлігі бағдарлау осьте, ал сәттің қалған бөлігі - дөңгелек осінде жұп күшпен қабылдануын алынған жөн.
      Е ш.пос жағдайы. Үш нүктеге қону.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмыстарды жұтқан кезде пайдалану және ең жоғары жүктемелер (n Y A және n max A жүктелімдер) амортизацияны жаншу диаграммасынан айқындалуға тиіс. Күш әрекетінің бағыты - жер бетіне қалыпты.
      Ескерту. Шассидің және оның бекітпелерінің беріктігі шектеушіге соғылған кезде кері жүрісте амортизатор штогінің толық шығу сәтінде пайда болатын жүктемелерге тексерілуге тиіс. Бұдан басқа, шасси конструкциясы элементтерінің беріктігі онда алғашқы қысымның ең жоғары мүмкіндігі болу кезінде амортизациялық тіректі жаншуды бастауға сәйкес келетін жүктемелерге штоктің толық шығу, бірақ кері қарай бағытталған жағдайында тексерілуге тиіс. Жүктемелер дөңгелектердің осьтеріне салынуға тиіс. Қосақталған дөңгелектер болған кезде дөңгелектер арасында жүктемені үлестіру біркелкі болады. Қауіпсіздік коэффициенті f=1,5.

      Е ш.взл жағдайы. Екпін.
      Шассидің тұмсықтық тірегіне бір мезетте мынадай жүктемелер әрекет етеді:
      жерге қалыпты күш

      Р Y у =2P nо.і + T Y h ,
                    b

      бірақ кемінде

      P Y у = P no.i+2 T ua h 2
                     b
      дөңгелектердің осіне салынған және ұшуға қарсы бағытталган жерге қосарласқан күш
      P Y x = -кР ү y , мұндағы k=0,3.
      Сондай-ақ жоғарыда келтірілген Р Y y күшінің және P y x = 0,7кР Y y күшінің бір мезетте әрекет етуін қараған жөн.
      Ескерту. Ұшу бойынша бағытталған Р Y x күшінің шамасы ұқсас схемалардың шассиін пайдалану тәжірибесін есепке алып кинематикалық схеманы талдау негізінде нақтылануы мүмкін.
      Тежегіштермен жарақталған дөңгелектері бар шассидің тұмсықтық тіректері үшін сондай-ақ жерге қосарласқан күш жерге дөңгелектер тиген нүктеде салынған жағдайды қараған жөн және:
      P Y x =Т Y l тең
      Мұндағы және бұдан әрі Р ст. н - m взл және ұшақты шекті алдыңғы орталықтау кезінде тұмсықтық тірекке тұру жүктемесі;
      Т дв - барлық қозғалтқыштардың ең жоғары тартымы;
      Т Y ,T Y i - негізгі тіректердің және шассидің тұмсықтық тірегінің (тиісінше) барлық дөңгелектер тежеуінің жиынтық күші, Т Y =E Mmax , мұндағы M max ;
    R
      R - жаншылған дөңгелектің тиісті радиусы;
      b - негізгі мен тұмсықтық дөңгелектердің осьтерінің арасындағы деңгейлес бойынша қашықтық;
      h - тұрған кезде ұшақ ауырлығының ортасынан жерге дейін сатылас бойынша қашықтық;
      h 1 - тұрған кезде ұшақ ауырлығының ортасынан негізгі дөңгелектер осьтарына дейінгі қашықтық;
      h 2 - тұрған кезде қозғалтқыштардың осьтерінен жерге дейінгі сатылас бойынша қашықтық;
      h' 2 - ұшақ ауырлығының ортасынан қозғалтқыштардың осьтарына дейінгі сатылас бойынша қашықтық (егер қозғалтқыштардың ось ұшақ ауырлығының ортасынан төмен өтсе, n' 2 =0);
      Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса, шассидің тұмсықтық тірегіне мынадай жүктемелерді үлестіру қабылданады:
      - жерге қалыпты күш
      P Y у =n Y А ace P no.i + k no gm ace h 1 + T aa h 2
                            b          b
      бірақ мынадай формулалармен айқындалатын екі мәнінен аспауға тиіс:

      1) P Y y = P no.i+ 2 T aa h 2
                      b

      2) P Y y = 2P no.i + T y h
                      b
      - дөңгелектердің осіне салынған және ұшуға қарсы бағытталған жерге қосарласқан күш

      P Y х = -kP Y y
      Мұндағы n Y А ace - шассидің тұмсықтық тірек дөңгелектерінің шиналарын толық жаншу шамасына б п.о және осы ұшаққа пайдалануда шарықтау мен қону рұқсат етілген топырақтың ең аз беріктігіне о қарай 4.6.-суреттегі кесте бойынша айқындалатын екпін алған кезде тұмсықтық тірек үшін пайдалану жүктелім;
      k Y x = -kP Y y .
      мұндағы x ст =0,013 n, но а > 80 Н/см 2 кезінде 0,013 аспайтын,
      Х ст =0,017 n, бірақ о=60 Н/см 2 кезінде 0,017 аспайтын;
      Р о , В, D және n - шассидің негізгі тіректер дөңгелектерінің өлшемдері, бірақ n шамасы тірекке тұру жүктемесі кезінде айқындалуға тиіс:
      х - Р о , В, D және n шамалары кезінде, бірақ шассидің тұмсықтық тірегі дөңгелектерін өлшемдері мен пайдалану жүктемесі Р Y y кезінде сондай-ақ 2-кесте бойынша айқындаған жөн.
      0,3 кем к шамасын алмаған жөн.
      Ескерту. Топырақтың беріктігіне о<60 Н/см 2 (о<6 кгс/см 2 ) шассиге жүктемелер ұшақты пайдаланған кезде орын алуы мүмкін ШҚЖ-ның неғұрлым тегіс емес беті бойынша екпіннің арнайы есептерінің негізінде айқындалуға тиіс. Осындай есептердің негізінде топырақтың беріктігіне о>60 Н/см 2 (6 кгс/см 2 ) шассиға жүктемелердің шамалары нақтылануы мүмкін.
      Есептердің әдістемесін дайындаушы белгілеуге тиіс.
      Е ш +G ш жағдайы. Дөңгелекке алдыңғы соққы.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмысты жұтқан кезде жүктемелердің шамалары Е ш.пос жағдайындағыдай алынуға тиіс. Жүктемені дөңгелек осьтеріне салған және А э жұтқан жағдайда көлбеуге 45 0 бұрышымен  және А mах жұтқан жағдайда 55 0 бұрышымен ұшуға қарсы артқа қарай еңкейткен жөн.
      Е' ш + G' ш жағдайы. Айналдырылмаған дөңгелектермен қону.
      Тұмсықтық дөңгелеқтің осіне көлбеуге 45 0 бұрышымен жоғары және төмен бағытта күш салынуға тиіс. Күштің шамасы А жұтқан жағдайда Е ш.пос жағдайының 0,7 тең алынуға тиіс.
      R 1ш жағдайы. Тұмсықтық тірекке бүйірлі соғумен қону.
      Пайдалану мен ең жоғары жұмыстарды жұтқан кезде жүктемелердің шамаларын -Е ш.пос жағдайындағыдай алынуға тиіс. Жүктемені дөңгелек осьтеріне салынуға және А э жұтқан жағдайда бүйірлі компонент оның мәніне 0,33 болатындай жоғары және бүйірге жантаюға тиіс. Бағдарлаушы мен басқарылатын дөңгелектер үшін М у мәніне тең тұмсықтық дөңгелектің осьне қатысты бүйірлі күштер сәтінің бөлігі бағдарлаушы осьте, ал сәттің қалған бөлігі - дөңгелек осьнда жұп күшпен қабылдануын алған жөн. Егер бүйірлі күштің сәті тұмсықтық дөңгелек бағдарлауының осьне қатысты Му мәнінен аз болса, онда сәт пен күштің шамалары бойынша алынуға тиіс.
      R 2ш жағдайы. Рульдеу кезінде бұрылу (басқарылатын тұмсықтық дөңгелегі бар ұшақтар үшін).
      Іске қосылған басқарумен тұмсықтық тірекке мынадай жүктемелер әрекет етеді:
      дөңгелек осіне салынған жерге қалыпты күш
      Р Y y = P no.i + T y h
                  b
      жерге дөңгелектің тиген нүктесінде салған бүйірлі күш Р Y z = + 0,8Р Y y , бірақ, егер басқару механизмі немесе шиммидің бәсеңдеткіші бустердің (бәсеңдеткіштің) күшін шектейтін сақтандырғыш клапанымен жарақталса, Р Y z шамасы 1 M y mах артық алынбайды.
                       r
      Мұндағы T э - негізгі тіректің барлық дөңгелектерін тежеудің жиынтық күші (сол жағының немесе оң жағының).
      Көрсетілген Р Y y және Р Y z жүктемелердің шамалары есептердің негізінде мынадай жағдайларда нақтылануы мүмкін:
      ұшақ ауырлығының сатылас жүктелімі n у =1,00;
      көтермелі күш Y=0;
      шассидің бір негізгі тірегінің дөңгелектері және қозғалтқыштардың симметриялық емес тартымы арқылы тежеумен n взл -мен ұшақтың бұрылуы жүргізіледі;
      тұмсықтық тірек бейтарап жағдайда тіркелген.
      Артқы сақтандырғыш тірекке соғу.
      Пайдалану жүктеме пайдалану жұмысты жұтқан кезде тірекке ең жоғары күш ретінде амортизацияның жаншу диаграммасынан айқындалуға тиіс. Сақтандырғыш тіректің амортизациясы толық жаншумен алынады.

      208. Қысқы шаңғы шассиін артқы немесе тұмсықтық шаңғымен жүктеу жағдайлары.
      Шаңғы шассиінің беріктігін айқындаған кезде геометриялық ара қатынастар қаралып отырған жағдайдың пайдалану жүктемесіне сәйкес келетін шамаға жаншылған амортизациясы кезінде белгіленуге тиіс.
      Егер техникалық жағдайлар бойынша доңғалақтарды шаңғыларға айырбастауы көзделсе, шассидің беріктігі барлық жағдайларға тексеруден өтуге тиіс.
      талаптар арнайы айтылған жағдайларды қоспағанда, негізгімен бірге тұмсықтық, артқы шаңғыларға қатысты.
      Е л жағдайы. Үш нүктеге қону және екпін.
      Әрбір шаңғыға мынадай жүктемелер әрекет етуі алынады:
      шаңғының жұмыс бөлігінің ұзындығы бойынша үлестірген және негізгі мен тұмсықтық тіректері, артқы дөңгелегі (костыль) және дөңгелек шассиінің Е ш жағдайында артқы сақтандырғыш тірек үшін тиісті қалыпты жүктемелерге тең жерге қалыпты күш.
      тиісті сатылас жүктемеге 0,25 тең үйкеліс күші Т.
      Қауіпсіздік коэффициенті дөңгелек шассиінің G ш жағдайында көрсетілгендей айқындалуы тиіс.
      1-ескерту. Шаңғы шетінің қатты майысуынан басталатын шаңғы ұшының 4 см. кетерілісіне дейінгі қашықтық шаңғы жұмыс бөлігінің ұзындығы болып саналады.
      2-ескерту. Шаңғының ұзындығы бойынша жерге қалыпты жүктемені үлестіру сызықтық заңы бойынша шаңғы барлық күштердің әрекетімен тепе-теңдікте болуымен алған жөн (13-сурет); ені бойынша жүктемені үлестіру - біркелкі болады.

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
13-сурет

      G л жағдайы. Шаңғының ұшуына алдыңғы соққы (тұмсықтық және артқы шаңғылар үшін қаралмайды).
      Ұшақтың тұрақтағы жағдайы. Бір шаңғыға жүктеме Р Y =0,5n Y G gm ace шаңғының ұшын көтерілген басымен қосатын хорданың ортасынан және төлкенің осьнан өтеді (4.9.-сурет).

(кестені қағаз мәтіннен қараңыз)
14-сурет

      Мұндағы n y G - негізгі тіректер үшін G ш жағдайын пайдалану жүктелімі (205-тармақ).
      R 1л жағдайы. Бүйірлі соғумен қону.
      Ұшақтың тұрақтағы жағдайы. Негізгі мен тұмсықтық тіректерге және артқы тірекке әрекет етуші жерге қалыпты күштер доңғалақ шассиінің R 1ш жағдайында тиісті жүктемелерге тең болуға тиіс. Бүйірлі күштерді тиісті қалыпты жүктемелерден 0,25 тең алған жөн. Қалыпты жүктеме шаңғының ұзындығымен сызықтық заңы бойынша тепе-теңдестіруші шаңғы төлкесінің осы арқылы өтетіндей үлестірілуге тиіс. Шаңғының ені бойынша жүктемені үлестіру - біркелкі болады. Шаңғыға бүйірлі жүктеме жұмыс ұзындығы бойынша біркелкі оны тепе-тең әрекет етуші (Р z ) шаңғының жұмыс бөлігінің ортасында ұзындығы бойынша, ал биіктігі бойынша - жерден шаңғы денесінен 1/3 ең жоғары биіктігінің қашықтығында салынуға тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті тиісті тіректер мен артқы тірек үшін доңғалақты шассидің R 1ш жағдайларында көрсетілгендей алынуға тиіс.
      М л жағдайы. Шаңғының қатып қалуы (тұмсықтық пен артқы шаңғылар үшін қаралмайды).
      Ұшақтың тұрақтағы жағдайы және шаңғының біреуіне әрекет етеді:
      - жер жазықтығында айналу сәті
      M Y =0,2lP no.ace ,
      мұндағы l - шаңғы жұмыс бөлігінің ұзындығы;
      Р ст.взл -m взл кезінде шаңғыға тұрудағы жүктеме;
      төлке осі арқылы өтетін жердің сатылас реакциясы
      Р Y y = Р no.ace
      шамасын осы шаңғыдан оң жағынан немесе сол жағынан қаралатын шаңғы осьнан тепе-тең әрекет етуші тартымға дейін қашықтыққа М э сәтті бөлумен Р Y x шаңғы бойымен үйкеліс күші.

      209. Шасси элементтерін жүктеу жағдайлары. Екіосьтік арбалары бар тіректер. Z осьна қосарлас осьқа қатысты бұралатын арбасымен негізгі тіректің беріктігі оның орнына М шт жағдайы енгізілетін М ш жағдайын қоспағанда негізгі тіректі жүктеудің барлық жағдайларында қаралуға тиіс. Жүктемелердің шамалары, бағыты мен салу нүктелері жүктеудің тиісті жағдайларында көрсетілгендей алынуға тиіс. Арбаның алдыңғы және артқы жүктемелерді үлестіру мынадай сипатта жүргізілуге тиіс:
      Е ш.пос , Е ш +G ш және Е ш жағдайларында арбаның бұрылу осьна дейінгі қашықтыққа кері пропорционал;
      G ш жағдайында Р х Нормаланатын жүктеменің барлық деңгейлес құрамдасы доңғалақтардың не алдыңғы, не артқы осьна салынуға тиіс; Р х Нормаланатын жүктеменің сатылас құрамдасы арба осьнің бұрылуына қатысты сәттердің тепе-теңдік жағдайынан алдыңғы және артқы осьтарының арасында үлестіруге тиіс;
      Е ш.взл , Е ш +G' ш жағдайларында Р х жүктемені доңғалақтардың алдыңғы  және артқы осьтарының арасында тең, ал Р у - арба осьнің бұрылуына қатысты сәттердің тепе-теңдіқ жағдайынан үлестірген жөн;
      R 1ш және R 2ш жағдайларында жүктемелердің Р у сатылас және Р x деңгейлес құрамдастары арба осьнің бұрылуына қатысты сәттердің тепе-теңдік жағдайынан үлестіреді, ал жүктеменің бүйірлі құрамдасы доңғалақтардың алдыңғы мен артқы осьтарының арасында екі нұсқада үйлестіріледі:

      1) әрбір осьтың доңғалақтарына сатыласқа пропорционал бүйірлі жүктеме салынады;

      2) бір (кез келген) осьтің доңғалақтарына барлық жүктемеден 50% салынады, ал басқа осьтің доңғалақтарына салынбайды; бұл ретте, бір тірекке барлық Р z бүйірлі құрамдас тиісті жағдайда (R 1ш және R 2ш ) көрсетілгеннен 0,5 тең;
      Т ш жағдайында жүктемелердің Р у сатылас және Р х деңгейлес құрамдастары арба осьнің бұрылуына қатысты сәттердің тепе-теңдік жағдайынан үлестіруге тиіс.
      М шт жағдайы.
      М Y y айналған сәттің шамасы тең болуға тиіс:

      М Y y = + 0,75P no.ace c ,
                      2

      мұндағы Р ст.взл - m взл кезінде тірекке тұрудағы жүктеме;
      с - алдыңғы осьтің сол жақ (оң жақ) доңғалақтарының түйіспелер орталықтарының арасындағы диагональ бойынша қашықтығы. М Y y сәті с иініне ие екі бірдей жұп күштерінің түрінде доңғалақтар құрсауларының төменгі нүктелеріне салынуға тиіс. Бұдан басқа, әрбір осьтің доңғалақтарына m взл кезінде тірекке тұрудағы жүктемеге сәйкес келетін жүктеме салынады.
      Барлық санамаланған жағдайларда әрбір осьқа келетін жүктеме арбаның сол жақ пен оң жақ жақтары доңғалақтарының арасында жалпы жүктеменің бір жақтың доңғалақтарына 60%, ал екіншісінің доңғалақтарына 40% келетіндей үлестірілуге тиіс. Егер ұшаққа топырақты ШҚЖ-да жүйелі пайдалану талабы қойылса 0,7:0,3 қатысты үлестіру жүргізіледі. Барлық жағдайларда кез келген доңғалақтарда сатылас жүктеменің пайдалану мәні 0,67Р разр.рад артық болуға тиіс, ал А mах жұтқан кезде сатылас жүктеменің мәні А max - жоғары болмауға тиіс, мұлдағы Р разр.рад - доңғалаққа бұзушы радиалдық жүктеме.
      Тұмсықтық тірек басқару тетігі мен шимми демпфері.
      Шассидің тұмсықтық тірек конструкциясының элементтері, басқару тетігі мен шимми демпфері тұмсықтық тірек доңғалағын (доңғалақтарын) бағдарлау осьна қатысты r иініне салынған Р z бүйірлі күштің сәтіне тең М у айналған сәтімен жүктелуге тиіс. Р z бүйірлі күшті тұмсықтық тіректің R 1ш жағдайынын сатылас жүктемелердің тиісті мәндері кезінде қаралып отырған доңғалақ үшін Р z =f(Р у ,B у ) эксперименталдық мәндері бойынша айқындаған және 1,25 есе көбейткен жөн.
      Бүйірлі әкетудің бұрыш шамасы пайдалану жұмысты жұту жағдайы үшін В у =± + 10 0 және ең жоғары жұмысты жұту жағдайы үшін В у = + 5 0 тең алынады. Алдын ала есеп жүргізген кезде Р z үшін ара қатынастар пайдаланылуы мүмкін. Р z күштің иіні мынадай формула бойынша айқындаған жөн
                     ______ 
      r=r 0 +0,2cosф 0 \/ D б-б2 ,

      мұндағы r 0 - жермен шинаның орта нүткесінің және тиісті сатылас жүктеме кезінде доңғалақты бағдарлау осьнің арасындағы қашықтық;
      D - доңғалақтың диаметрі;
      б ш - көрсетілген сатылас жүктеме кезінде шинаны жаншу,
      ф - доңғалақтың бағдарлау осімен сатылас жасалатын бұрыш.
      М у =Р z r сәті доңғалақтың бағдарлау осьна қатысты бустер дамытатын сәтінен аз алынбайды.
      Егер басқару тетігі немесе шимми демпфері бустердің (демпфердің) күшін шектейтін сақтандырғыш клапанымен жарақталса, онда бустермен (демпфермен) теңестірілетін пайдалану сәті М у_mах =1,15М кл +М тр артық емес алынуға тиіс, мұндағы М тр - доңғалақтың (доңғалақтардың) бұрылу жүйесіндегі үйкеліс сәті.
      Ескерту. Егер ұшақ симметриясы жазықтығынан бір жағынан кідірген қозғалтқыштарымен шарықтау үзілген кезде ұшақтың бұрылуын болдырмау үшін тұмсықтық тіректі басқару көзделсе, тұмсықтық тірек конструкциясының, басқару тетігінің және шимми демпферінің беріктігі бойынша дайындаушы мемлекеттің құзыретті органымен келісім бойынша дайындаушы белгілеген жүктеменің қосымша есепті жағдайлары қаралуға тиіс.
      Шассидің амортизаторлары, пневматикалық және гидравликалық күштік цилиндрлер.
      Тежеуге арналған және шассиді жинау мен шығаруға арналған шассидің амортизаторлары, пневматикалық және гидравликалық цилиндрлері оның бөлігі болып табылатын шассиге қойылатын 202-гі талаптарға сәйкес беріктікке есептелуге тиіс.
      Бұдан басқа, шасси амортизаторларының, пневматикалық және гидравликалық цилиндрлердің беріктігі цилиндрлердегі ең жоғары ішкі қысымға тексеруден өтуге тиіс. Шассидің амортизаторлары үшін цилиндрдегі ең жоғары қысымға А max жұмысты шассидің амортизациясы жұтқан кезде газ бен гидравликалық камераларда тиісінше дамитын қысымды алған жөн. Пневматикалық пен гидравликалық күштік цилиндрлер үшін р mах үшін цилиндрдегі ең жоғары мүмкін қысымын алған жөн; цилиндрде сақтандырғыш клапаны болған кезде p mах =1,15p кл.раб . мұндағы р кл.раб - клапан болған кезде цилиндрдегі жұмыс қысымы.
      Күштік цилиндрлер мен шасси амортизаторларының герметикалығын тексеру үшін олар бақылаушы нығыздау қысымға тартылуға тиіс. Бұл ретте нығыздау қысымның шамасы р mах кем болмауға тиіс.
      Нығыздау қысымға қатысы бойынша қауіпсіздік коэффициенті f=1,50 кем болмауға тиіс.
      Доңғалақтар, шиналар және тежеуіштер.
      Доңғалақтардың, шиналардың және тежеуіштердің негізгі сипаттамалары осы тарауда қелтірілген жүктемелердің бір реттік әрекетіне де, 48-тарауға сәйкес төзімділікке де тиісті сынақтармен расталуға тиіс. Таңдалған алғашқы қысым р о кезінде осы сипаттамалар:
      V взл.к екпіні кезінде ең жоғары рұқсат етілетін жылдамдық;
      V пос.к жүгірісі кезінде ең жоғары рұқсат етілетін жылдамдық;
      Р ст.взл.к екпіні кезінде доңғалаққа ең жоғары рұқсат етілетін статикалық жүктеме;
      Р ст.пос.к жүгірісі кезінде ең жоғары рұқсат етілетін статикалық жүктеме;
      доңғалаққа ең жоғары рұқсат етілетін жүктеме Р м.д - жанама қисықтың Р=f(б) абсцисстардың осьна келбеу бұрышының тангенсі тиісті ауқымдарды ескере отырып тұрудағы жүктеменің тұрудағы шөгуіне төрт есе еселенген қатысына тең. Доңғалаққа ең жоғары жол берілетін жүктемені статикалық салған кезде алынған қисық бойынша айқындауға рұқсат беріледі;
      Р разр.рад доңғалақтың бұзушы радиалдық жүктемесі;
      0,75 Р разр.рад тең жүктеме ретінде айқындалатын Р пред , доңғалаққа шекті жүктеме;
      б п.о. толық қысу - Р пред тең жүктеменің статистикалық қосымшасы кезіндегі шинаны орнату;
      М y T қонғаннан кейінгі жүгірісі режиміндегі пайдалану мен ең жоғары тежеу сәттері және М mах.ст старт кезінде ең жоғары тежеу сәті;
      тежеу кезінде доңғалақтың тежеуіші жұтуы мүмкін A max e энергияның ең жоғары шамасы болып табылады.
      Тиісті қауіпсіздік коэффициенттерімен шассидің беріктігіне талаптардың есепті жағдайларында тапсырылатын жүктемелерге тексеруден өтуге тиіс.
      Бұдан басқа, мынадай талаптар қанағаттандырылуға тиіс:

      1) барлық ұшақтар үшін негізгі тіректер доңғалақтарының және артқы доңғалақтың мөлшерін таңдауды ұшақтың есептік шарықтау салмағы кезінде доңғалаққа тұру жүктемесі Р ст.взл.к аспайтындай және ұшақтың есептік қону салмағы кезінде тұру жүктемесі Р ст.пос.к аспайтындай жүргізген жөн.
      Тұмсықтық доңғалақтың мелшерін таңдау ұшақтың есептік қону салмағы және шеткі алдыңғы центрлеу және 3 м/с үдеумен тежеумен туындаған жүктеме кезінде тұмсықтық доңғалаққа келетін тұру жүктемесінің жиынтығы толық жаншылған доңғалақтың жартысына сәйкес келетін жүктемеден аспауға тиіс. Есептік шарықтау салмағы мен шеткі алдыңғы центрлеу кезінде тұмсықтық доңғалаққа келетін тұру жүктемесі Р ст.взл.к артық болуға тиіс;

      2) пайдалану жұмысты жұтқан кезде келетін жүктеме доңғалаққа ең жоғары жол берілетін жүктемеден Р м.д аспауға тиіс;

      3) ең жоғары жұтқан кезде келетін жүктеме доңғалаққа ең жоғары жол берілетін шекті жүктемеден Р пред аспауға тиіс;

      4) шассидің негізгі тіректерінің доңғалақтары үшін V взл.к жылдамдығы қанаттың механизациясын ескере отырып ұшақтың есептік шарықтау салмағына айқындалған ұшақтың ең жоғары шарықтау салмағынан кем болмауға тиіс, ал шассидің тұмсықтық доңғалақтар мен артқы доңғалағы үшін V взл.к есептік шарықтау салмағы мен неғұрлым қолайсыз центрлеу кезінде жерден доңғалақтың көтерілудің ең жоғары жылдамдығынан кем болмауға тиіс;

      5) барлық доңғалақтар үшін V пос.к есептік қону салмағы кезінде айқындалатын ұшақтың қону салмағынан кем болмауға тиіс;

      6) шина мен доңғалақтың беріктігі fр о тең шинадағы ішкі артық қысымға тексеруден өтуге тиіс, мұндағы р 0 - шинадағы алғашқы артық қысымы; f-3,00 тең алынатын қауіпсіздік коэффициенті;

      7) доңғалақтар мен тежеуіштер екі мынадай жағдайларды қарағаннан айқындалатын ең жоғары тежеу сәтіне тексеруден өтуге тиіс:
      қозғалыс кезінде тежеу ең жоғары тежеу сәті - қонғаннан кейінгі жүгіріс режимі үшін екі есе еселенген пайдалану тежеу сәтінен кемінде 2М Ү Т алынуға тиіс доңғалақтарды Дайындаушының деректері бойынша доңғалақтың жиынтық ең жоғары мүмкін тежеу сәтіне М mах тең; қауіпсіздік коэффициенті f=3,00;
      старттық тежеу, ең жоғары тежеу сәті - старттағы ең жоғары тежеу сәтіне, бірақ 0,8Р ст.взл R аспайтын М mах.ст тең, мұндағы R - жаншылған доңғалақтын радиусы, Р ст.взл - тұрақта шарықтау салмағы кезінде доңғалаққа жүктеме; қауіпсіздік коэффициенті f=2,00;

      8) қонған кезде шиналармен және ұшақтың барлық тежеу доңғалақтарының тежеуіштерімен жұтылуға тиіс энергия жүргірістің қажетті ұзындығын қамтамасыз ету жағдайынан айқындалады. Әрбір тежеу доңғалағына келетін осы энергияның үлесі ұшақтың өлшемдеріне және тежеу жүйесіне қарай есептеумен айқындалады және А max e тиісті мәнінен аспауға тиіс. Егер ұшақ бірізділікті шарықтау-қонулар жасауға тиіс болса, онда ұшақты тежеу жағдайлары (қону арасындағы уақыт аралықтары, тежеуіштерді іске қосқан сәттегі ұшақ қозғалысының жылдамдығы, бірізділікті шарықтау-қону кезінде жүгіріс ұзындығы, тежеуіштерді суыту жүйесі және т.б.) және одан әрі ҰПБ-да көрініс табуға тиіс. Доңғалақты тежеудің жоғарыда көрсетілген жағдайларын ескере отырып бірізділікті қонулар кезінде көп рет энергияны жұту қабілеті тиісті сынақтармен расталуға тиіс.
      Ескерту. Доңғалақтардың, шиналардың және тежеуіштердің қажетті өлшемдерін айқындаған кезде ұшақты Дайындаушы оны жобалау процесінде және сериялық үлгіге жеткізгенде ұшақ салмағының өзгеру мүмкіндігінен шығуға тиіс.
      Шаңғылар.
      Шаңғы шассиінің элементі ретінде шаңғының және оның бекітпелерінің беріктігі барлық жағдайларда тексерілуге тиіс.
      Е л1 жағдайы. Жинақталған жүктеу.
      Шаңғы полоздың жұмыс ұзындығының шеттері бойынша орналасқан екі тіректе еркін жатуымен қаралады. Жүктеме шаңғының полозына қалыпты және төлкенің осьна салынғанда, ал оның шамасы Е л жағдайының сатылас жүктемесіне 0,5 тең алынады.
      Бұдан басқа, төлкенің осьна бекітілген шаңғының жергіліқті беріктігі шаңғының жұмыс ұзындығына 1/3 тең учаскеде шаңғының сыртқы қабырғасы бойынша біркелкі үлестірілген және телке осьна қатысты симмертиялы орналасқан Е л жағдайы сатылас жүктемесінің 0,5 тексерілуге тиіс.
      Шассидің кинематикалық ерекшеліктеріне қарай шаңғылардың беріктігі сондай-ақ жоғарыда көрсетілгендей ішкі қабырға бойынша сатылас жүктемені салған кезде тексерілуге тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті доңғалақты шассидің Е ш жағдайларында керсетілген сияқты алынуға тиіс.
      Шаңғылардың амортизаторлары.
      Егер ұшуда шаңғы өзінің қалыпты ұшудағы жағдайында құлпымен тіркелмесе, амортизаторлар 4-баптың жүктеу жағдайларымен айқындалатын ұшудың барлық режимдерінде шаңғылардың орнықтылығын қамтамасыз етуге тиіс, яғни барлық режимдерде олардың калыпқа келтіру сәті шаңғыға әрекет ететін қарсылық білдіруші сәтінен артық болуға тиіс (пайдалану жүктелімдерді ескере отырып аэродинамикалық және инерциялық күштер). Бұл ретте қарсылық білдіруші сәттің әрекетінен амортизаторлар шаңғылардың ұшуда оның калыпты ұшудағы жағдайынан ауытқуын, бірақ 4 0 аспайтын жіберуі мүмкін.
      Қалыпқа келтіру сәтін шаңғы аэродинамикалық сәтінің 40%-не тең шамаға қарсылық білдіруші сәтінен артық алу ұсынылады. Шаңғыға әрекет етуші аэродинамикалық сәт қаралып отырған ұшу жағдайларында шаңғының жылдамдық арынына және әсер ету бұрышына сәйкес айқындалуға тиіс. Шаңғының әсер ету бұрышы қанаттың әсер теу бұрышының, қанатқа қатысты шаңғының орнату бұрышының және белгіленген жағдайынан оның ауытқу бұрышының алгебра жиынтығы ретінде алынады.
      Пайдалану жүктемеге сақтандырғыш тростың ұзындығымен айқындалатын бұрышқа шаңғы ауытқыған кезде амортизаторда пайда болатын күш алынады.
      Ескерту. Жиналатын шаңғы үшін амортизаторды (серіппені) таңдау талаптарға сәйкес жүргізілуі мүмкін, бірақ ҰПБ-да жиналмаған шаңғымен ұшудың рұқсат етілген ең жоғары жылдамдығы және жиналмаған шаңғымен кенеттен маневрлеу жасауға тыйым салу түрінде шектеулер жазылуға тиіс.
      Сақтандырғыш трос.
      Сақтандырғыш трос қаралып отырған жағдайлардың пайдалану жүктелімі кезінде шаңғының аэродинамикалық сәтінен және инерциялық күштерінің сәтінен құрастырылған жалпы сәттен оған келетін күштерге беріктіктің төрт еселік қорымен шыдауға тиіс.
      Ескерту. Амортизатор мен сақтандырғыш трос бекітілетін шаңғы мен ұшақтың бөліктері олардан күштерге тексеруден өтуге тиіс.
      Шассиді жинау мен шығару тетігі.
      Инерциялық күштерден басқа шассиді жинау мен шығару тетігінің беріктігін тексерген кезде аэродинамикалық күштер және шассиге әрекет етуші сәттер және ұшудың қаралып отырған режиміне (V mах.в.у.ш ұшу жылдамдығы) және жинау тетігінің кинематикасымен айқындалатын шассидің жағдайына сәйкес онда бар жармалар ескерілуге тиіс.
      Шассиді жинау мен шығару және құлпылар тетіктерінің беріктігі тапсырылған ең жоғары және ең төменгі пайдалану жүктелімдердің шамаларына сәйкес шассиді шығарылған және жиналған жағдайында, сондай-ақ шассиге және оның жармаларына келетін сияқты аэродинамикалық жүктемелермен тексерілуге тиіс.
      Сондай-ақ шассиді жинау мен шығару және құлпылар тетіктерінің беріктігін тексеру шаңғы толық жиналған кезде жүргізіледі. Шаңғы шығарылған кезде осы элементтердің беріктігі шаңғының амортизаторы таңдалған жағдайларға сәйкес тексерілуге тиіс (4.2.3.7.6).
      Барлық жоғарыда көрсетілген жағдайларда шасси (шаңғы) құлпыларына қауіпсіздік коэффициент f=2. Шассидің құлпылары сондай-ақ тынықсыз ауада ұшқан кезде динамикалық жүктеу жағдайына тексерілуге тиіс.
      Егер шассиді жинау мен шығарудың барлық тетігі немесе оның жекелеген бөліктері шасси қонструкциясының күштік схемасына кіретін болса, онда ол шассиді жүктеудің барлық жағдайларына тексерілуге тиіс.
      Шассиді жинау мен шығару тетігі көтерілгеннен кейін айналған доңғалақтарды тоқтату үшін кенеттен тежеу сәтінде пайда болатын күштерден беріктікке тексерілуге тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті f=2,00.
      Гондалалар (ағымпаздар) және шассидің жармалары
      Гондолалардың (ағымпаздардың) және шасси жармалары мен оларды жинау тетігінің беріктігі А', В, С, D' есепті жағдайларда, тынықсыз ауада ұшқан кезде және тіпті V mах max дейінгі жиналған шассиімен ұшақ ұшуының барлық жылдамдықтарында сырғумен ұшу режимдерінде тексерілуге тиіс. Бұдан басқа, жармалардың және оларды жинау тетігінің беріктігі А' з және В з есепті жағдайларда, тынықсыз ауада ұшқан кезде және V max.ш ұшу жылдамдығы кезінде сырғумен ұшу режиміндерінде тексерілуге тиіс. Егер ұшақта шассиді шығару мен жинау процесінде ғана ашық жағдайда болатын жармалар болса, осы жармалардың ашық жағдайда беріктігі ұшудың Vmах в.у.ш жылдамдығы кезінде тексеріледі.
      Гондолаларға (агымпаздарға) және шассидің жармаларына әрекет ететін пайдалану аэродинамикалық жүктемелер ұшудың тиісті есепті режиміңде М саны кезінде аэродинамикалық трубалардағы сынақтардың нәтижелері бойынша жарманың әрбір жағдайы үшін айқындалуға тиіс.

31. Қозғалтқышқа қойылатын қондырғы

      210. Жүктеудің төменде келтірілген жағдайлары қаралуға тиіс. Жүктеу жағдайларында жүктеменің бағыты қозғалтқыштың осьна жақын келетін қалыпты алынуы мүмкін. Осындай жағдайларда қозғалтқыштың және бұраманың гироскопиялық сәтінің жиынтығы ескерілуге тиіс.
      Жүктеудің барлық жағдайларында m д және J д - салмақ және тиісінше қозғалтқыш қондырғысында орналасқан барлық агрегаттарымен қозғалтқыш инерциясының салмақты сәті.

      211. А д жағдайы.
      Қозғалтқышқа жоғарыдан төмен қарай инерциялық күш әрекет етеді

      Р Y =-n y max(a) gm a
      Гондоладағы, капоттағы және пилондағы аэродинамикалық күштерді нөлге тең алған жен.
      212. А' д жағдайы. Қозғалтқышқа жоғарыдан төмен қарай инерциялық күш әрекет етеді

      Р Y =-n y max(a) gm a
      А' жағдайының әсер ету мен М саны кезінде аэродинамикалық трубадағы гондола, капот және пилон үлгері сынақтарының нәтижелерінің негізінде гондоладағы, капоттағы және пилондағы аэродинамикалық күштерді есепке алған жөн.

      213. Dд жағдайы.
      Қозғалтқышқа жоғарыдан төмен қарай инерциялық күш әрекет етеді

      Р Y =-n y mіn(a) gm a

      Гондоладағы, капоттағы және пилондағы аэродинамикалық күштерді нөлге тең деп алған жөн.

      214. D' д жағдайы.
      Қозғалтқышқа жоғарыдан төмен қарай инерциялық күш әрекет етеді

      Р Y =-n y mіn(a) gm a
      D' жағдайының әсер ету мен М саны кезінде аэродинамикалық трубадағы гондола, капот және пилон үлгілері сынақтары нәтижелерінің негізінде гондоладағы, капоттағы және пилондағы аэродинамикалық күштерді есепке алған жөн.

      215. Қону мен шарықтау кезінде қозғалтқыш қондырғысын жүктеу жағдайы.
      Көтермелі күштің шамасы туралы нұсқауларды ескере отырып қозғалтқыштың қондырғысы шассиді (симметриялы және симметриялы емес) жүктеуді барлық жағдайларына тексерілуге тиіс.

      216. Н д жағдайы.
      Қозғалтқышқа әрекет етеді:
      сатылас жүктеме (төмен) Р Y у =gm A
      бүйірлі жүктеме Р Y i = + n Y i gm A ,
      мұндағы n Y i -S < 80 м 2 қанатының көлемімен ұшақтар үшін n Y i =1,50 және S>100 м 2 қанатының көлемімен үшақтар үшін n Y i =1,00 тең алынуға тиіс пайдалану жүктелім; 80 м 2 <S<100 м 2 үшін n y i -ді оның S=80 және 100 м 2 мәндерінің арасында сызықтық интерполяциямен айқындаған жөн.
      Қозғалтқыш қанатта орналасқан кезде бүйірлі жүктемені ұшақ осьнан оның әрекетін бағыттаған кезде
      Р Y z = w 2 x rm a кем алмауға тиіс,
      мұндағы w x - X тапсырылған жағдайларға сәйкес алынғаннан ең жоғары мәні;
      r - қозғалтқыш ауырлығының ортасынан ұшақ осьна дейін X жоспардағы қашықтық.
      Қауіпсіздік коэффициенті f=2,00.
      Ескерту. М д жағдайы бұдан басқа кезінде қаралуы тиіс.

      217. М д жағдайы (тек ТВҚ үшін).
      Қозғалтқыштың жұмысын ұшақ тұрағында қараған жөн. Ең жоғары тартым, бұрамадан сәт және сатылас жүктеме (төмен) әрекет етеді

      Р У у = -gm A
      Қауіпсіздік коэффициент f=2,00.
      Бұдан басқа Р Y y = -gm A және тоқталған қозғалтқыштың (теріс тартымымен) бұрама кедергісінің күшімен ұшудың барлық режимдерінде ең жоғары (шың) күшімен қозғалтқыш қондырғысының жүктемесін қараған жөн. Бұраманың қалақтары флюгерлік жағдайға флюгерлеудің тәуелсіз жүйелері болған кезде де белгіленбеуі мүмкін және қалақтардың жағдайы ең аз бұрышқа тіреуімен шектелетінін алған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициент f=1,30.

      218. T д жағдайы (тек қана ТРҚ үшін).
      Стандарттық жағдайлардан сыртқа ауа температурасының ауытқуын ескере отырып айқындалған ең жоғары тартыммен деңгейлес жүктеме (төмен)

      Р Y y =-gm A

      Егер тартымның кері қимылы қолданылса, қозғалтқыш қондырғысының беріктігі сондай-ақ ең жоғары теріс тартымның әрекеті жағдайына тексерілуге тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициент f=2,00.

      219. А д +М д және D д +М д жағдайлары (тек ТВҚ үшін).
      Қозғалтқыш жұмыс істеген, істен шыққан кезде де бұрамаға әрекет ететін аэродинамикалық күштерді және сәттерді ескере отырып А д және D д , жағдайларын қараған жөн. Қозғалтқыш жұмыс істеген кезде аэродинамикалық күштердің және сәттердің (тартымның, қисық үрлеу қүштерінің және реактивтік сәттің) шамаларын есеп немесе қаралып отырған есепті жағдайға (А д немесе D д ,) сәйкес келетін жылдамдық арынының және ұшақ шабуыл бұрышының мәндері кезіндегі арнайы сынақтардың негізінде айқындаған жөн.
      Қауіпсіздік қоэффициенті f=1,5.
      Тоқталған қозғалтқыштың (теріс тартымымен) бұрама кедергісінің күшімен ұшудың барлық режимдерінде ең жоғары (шың) күшімен қозғалтқыш қондырғысының жүктемесін қараған жөн. Бұраманың қалақтары флюгерлік жағдайға флюгерлеудің тәуелсіз жүйелері болған кезде де белгіленбеуі мүмкін және қалақтардың жағдайы ең аз бұрышқа тірелумен шектелетінін алған жөн,
      Қауіпсіздік коэффициент f=1,30.

      220. А д +Т д және D д +Т д жағдайлары (тек ТРҚ үшін).
      Пайдалану жүктемені А д және D д жағдайларына сай, ал тартымның пайдалану мәнін - ұшудың қаралып отырған жағдайына (А д немесе D д ) сәйкес аэродинамикалық есептен алған жөн.

      221. Н д +М д жағдайы (тек ТВҚ үшін).
      Н д жағдайын М д жағдайында көрсетілген қозғалтқыш тартымын ескере отырып қараған жөн.
      Қозғалтқыштың оң тартымы әрекеті кезінде қауіпсіздік коэффициенті f=2,00 және теріс тартымы әрекеті кезінде f=1,30.
      Н д +Т д жағдайы (тек ТРҚ үшін).
      Н д жағдайын Т д жағдайында көрсетілген қозғалтқыш тартымын ескере отырып қараған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f=2,00.
      Тынықсыз ауада ұшу жағдайы.
      Тынықсыз ауада ұшқан кезде қанатты жүктеу үшін берілген сол бір жағдайларда қозғалтқыш жұмыс істеген, істен шыққан кезде де қозғалтқыш қондырғысын жүктеуді қараған жөн. Гондоладағы, капоттағы және пилондағы аэродинамикалық күштерді тартымды, бұраманы қисық үрлеу күші мен реактивтік сәтті, сондай-ақ инерциялық күштерді есепке алған жөн.
      Бұдан басқа қозғалтқыштың қондырғысы жүктемелердің динамикалық әрекетін ескере отырып тексерілуге тиіс.
      Сырғи отырып ұшу.
      Қозғалтқыш қондырғыны қозғалтқыштың ауырлық пен тартымның күшінен, бұрамаға әрекет ететін аэродинамикалық күштер мен сәттерден (қисық үрлеу күштерден, реактивтік сәттен) және есепті жағдайларда және сатылас қауырсындануға жүктемелерді айқындаған кезде қаралатын (в сырғу бұрыштарында гондалаға, капотқа және пилонға әрекет ететін аэродинамикалық күштерден жүктеуді қараған жөн.
      Қозғалтқыш жұмыс істеген кезде бұрамаға аэродинамикалық жүктемелердің шамасын есептер мен арнайы сынақтардың негізінде В көрсетілген мәндеріне сәйкес айқындаған жөн.
      Турбореактивтік қозғалтқыштардың қондырғылары үшін қауіпсіздік коэффициенті f=1,50, турбобұрамалық қозғалтқыштардың қондырғылары үшін f=2,60. Дегенмен нақтыланған есептер мен эксперименталдық деректер болған кезде турбобұрамалық қозғалтқыштардың қондырғылары үшін қауіпсіздік коэффициенті f=1,50 дейін төменделуі мүмкін.
      Тоқталған қозғалтқыштың (теріс тартымымен) бұрама кедергісінің күшімен ұшудың барлық режимдерінде ең жоғары (шың) күшімен қозғалтқыш қондырғысының жүқтемесін қараған жөн. Бұраманың қалақтары флюгерлік жағдайға флюгерлеудің тәуелсіз жүйелері болған кезде де белгіленбеуі мүмкін және қалақтардың жағдайы ең аз бұрышқа тірелумен шектелетінін алған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f=1,30.
      Тангаж жазықтығында қарышты және бұрышты үдеулердің аралас әрекеті.
      Қозғалтқышқа:
      инерциялық жүктемелер

      P Y y = -(gn Y y + xdw z )m A ; P Y x =y dw z m A
                  dt             dt
      және инерциялық сәт
      М Y z = -J zA dw z әрекет етеді.
               dt
      n Y у және dw z мәндерін маневрлік жүктеме мен тынықсыз ауада
               dt
ұшқан кезде жүктеме жағдайларында қанатты және деңгейлес қауырсындануды жүктеуге сәйкес айқындаған жөн.
      Мұндағы х және у - қозғалтқыш ауырлығы орталығының тиісті координаталары;
      J z д - ауырлықтың орталығынан өтетін Z' көлденең осьқа қатысты қозғалтқыш инерциясының массалық сәті.
      Қауіпсіздік коэффицентін жүктеудің қаралып отырған жағдайларына сәйкес алған жөн.

      223. Крен қарышты және бүрышты үдеулердің аралас әрекеті.
      Қозғалтқышқа:
      - инерциялық жүктемелер
      P Y y =-(gn Y y -z dw x )m A ; P Y z =-y dw x m A
                     dt              dt

      - инерциялық сәт
      M Y y =-J x'A dw x
                  dt.
      n Y y және dw x мәндерін маневрлік жүктеме мен тынықсыз ауада  ұщқан кезде жүктеудің симметриялы емес жағдайларында қанатты және деңгейлес қауырсындануды жүктеуге сәйкес айқындаған жөн.
      Мұндағы J x'Д - ауырлықтың орталығынан өтетін X' көлденең осьқа қатысты қозғалтқыш инерциясының массалық сәті.

32. Қозғалтқыштардың гондолалары, капоттары және ауа жинағыштары

      224. Жалпы нұсқаулар.
      Гондолалардың, капоттардың, ауа жинағыштардың және олардың элементтерінің беріктігін айқындаған кезде олардың ішкі де, сыртқы да жүктемелерін ескерген жөн.

      225. Гондолалардың, капоттардың, жинағыштардың және олардың элементтерінің сыртқы үстіңгі беттерін жүктеу жағдайлары.
      Гондолаларға, капоттарға, ауа жинағыштарға және олардың элементтеріне аэродинамикалық жүктемелер М сандары және А', С, D' жағдайларына сәйкес келетін әсер бұрыштары кезінде "тынықсыз ауада ұшу", сондай-ақ сатылас қауырсындануға жүктемелерді айқындаған кезде табылған сырғу бұрыштарында сырғумен ұшу режимдерінде айқындалуға тиіс. Эксперименталдық деректер болмаған жағдайда гондоланың, капоттың, және жинағыштың олардың сыртқы беттеріне жүктемелерді айқындау үшін нұсқауларды пайдалануға рұқсат беріледі.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =2,00.
      Капотты бекіту тораптары үшін f =2,40 қауіпсіздік коэффициентін қабылдау қажет.

      226. Гондолалардың, капоттардың және жинағыштардың ішкі беттерін жүктеу жағдайлары.
      Қозғалтқышқа ауаны апаратын арналардың барлық ішкі беттерінде біркелкі әрекет ететін үлес жүктеменің (қысымның) шамасын барлық жағдайларда p y aiood =kp adi тең алған жөн,
      мұндағы p атмН - осы биіктіктегі атмосфералық қысым,
      k- ауаның қысылғынын ескеретін коэффициент, оны осы биіктікте ұшудың М санына қарай 4.10.-суреттегі кесте бойынша айқындаған жөн. p y aiood шамасы арнайы есеппен нақтылануы мүмкін.
      Қозғалтқышқа ауаны апаратын арналардың беріктігін, бұдан басқа, орнында қозғалтқыш жұмыс істеген кезде арналарда пайда болатын жүктемелерге тескерген жөн. Арналардың барлық бетіне біркелкі әрекет ететін {p y aiood ) үлес жүктеменің шамасы апаратын арналардың есептерінен айқындалатын ең жоғары келтірілген жылдамдыққа қарай 4.11-суреттегі кесте бойынша айқындалуға тиіс.
      Келтірілген Л жылдамдығы дағдарысты жылдамдыққа арнадағы ағыстың жергілікті жылдамдығының қатысы тең болады. Қозғалтқыш элементтерінің суыту арналары үшін p y aiood ең жоғары үлес жүктемелердің шамалары (қысымы немесе сиретілу) ауаның қысылуын ескере отырып эксперименталдық деректердің негізінде айқындалуға тиіс. Осындай материалдар болмаған кезде үлес жүктемелердің шамалары жоғарыда көрсетілгендей қозғалтқышқа ауаны апаратын арналар үшін алынуға тиіс.
      Ескерту: Қозғалтқыш арналарын + - р внутр жүктемемен жүктеген кезде арна қабырғаларының деформациясы арна қиылысының қандайда бір кенеттен өзгеруіне және оның конфигурациясының бұрамалауына, сондай-ақ жекелеген панельдер арасында қосушы жіктерінің герметикалығы бұзылмауға тиіс.

(суреттерді қағаз мәтіннен қараңыз)
15-сурет, 16-сурет

      Помпаж жағдайы.
      Қозғалтқышқа ауа апаратын арналар ауа жинағыштар механизациясының элементтері (жармалар және т.б.) помпаж пайда болуы мүмкін V < V maxmax кезінде барлық режимдерде козғалтқыштың помпаж жағдайына тексерілуге тиіс. Бұл ретте жүктемелер әрекетінің динамикалығын назарға алған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =1,20.

      227. Бұрамалардың коктары.
      Бұрамалардың коктарына жүктемелерді М есептік саны кезінде аэродинамикалық трубалардағы сынақтардың нәтижелері бойынша айқындаған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =2,00.

33. Флюзеляжға күш түсу жағдайы

      228. Фюзеляжді жүктеудің негізгі жағдайлары.
      Фюзеляждің беріктігін қанатты, артқы қауырсындануды және қозғалмалы қондырғыны (соңғысы фюзеляжда болған кезде) жүктеудің барлық жағдайларына сәйкес қараған жөн, оның үстіне пайдалану жүктемелер мен қауіпсіздік коэффициенттері қаралып отырған жағдайларға тиісінше алынады.
      Фюзеляжді жүктеудің қаралып отырған жүктеу жағдайларына сәйкес алынатын жүктемелер мен қауіпсіздік коэффициенттері кезінде сондай-ақ шассиді жүктеудің барлық жағдайларында (симметриялы және симметриялы емес) тексерілуге тиіс; бұл ретте, барлық жағдайларда инерциялық күштерден басқа ұшақтың тиісті көтермелі күшін ескерген жөн.
      Бұдан басқа, фюзеляждің беріктігі ұшақты динамикалық жүктеу жағдайларына тексеріледі.
      Фюзеляждің жергілікті беріктігін жүктемелер М сандары және А', С, D' жағдайларына сәйкес келетін әсер ету бұрыштары кезінде "тынықсыз ауада ұшу", сондай-ақ сатылас қауырсындануға жүктемелерді айқындаған кезде табылған сырғу бұрыштарында сырғумен ұшу режимдерінде тексерген жөн.
      Жергілікті беріктікті тексеру үшін қауіпсіздік коэффициенті
f =2,00.

      229. Фюзеляжді қосымша жүктеу жағдайлары.
      Н ф жағдайы.
      Сатылас және бүйірлі жазықтықтарда инерциялық күштермен фюзеляждің тұмсықтық бөлігін (тұмсығынан қанаттың бірінші лонжеронына дейін) жүктеуді қараған жөн.
      Есептік схемада фюзеляждің тұмсықтық бөлігі бірінші лонжеронда жасалғанын алған жөн.
      Пайдалану сатылас жүктелім n э у =1,00.
      Пайдалану бүйірлі жүктелімді S < 80 м 2 қанатының көлемімен ұшақтар үшін n э Н =± + 1,50 және S > 100 м 2 қанатының көлемімен ұшақтар үшін n э Н = + 1,00 тең алған жөн.
      80 м 2 <S<100 м 2 үшін n y i -ді оның S=80 және 100 м 2 мәндерінің арасында сызықтық интерполяциямен айқындаған жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =2,00.
      К ф жағдайы (тұмсықтық доңғалағымен шассиі бар ұшақтар үшін қаралмайды).
      Ұшақты 17-суретте көрсетілген жағдайда қараған жөн.
      Ұшақ ауырлығының орталығында жерге қалыпты n э E gm пос тең күш салынған, мұндағы n э Е -Е ш. пос. жағдайының жүктелімі. Шассидің негізгі тіректеріне ( Р э ) және ұшақтың алдыңғы бөлігіне әрекет ететін пайдалану жүктемелерді статикалық тепе-теңдік жағдайынан айқындалады.

(суреттерді қағаз мәтіннен қараңыз)
17-сурет

      М ф жағдайы (суға мәжбүрлі қону).
      Фюзеляждің және олар бұзылған кезде жолаушылар мен экипаж ұшақтан шығу үшін қажетті уақыт ішінде ұшақтың қалқымалылығы қамтамасыз етілмейтін сол бір люктердің, терезелердің және есіктердің жергілікті беріктігін қамтамасыз ету қажет.
      Барынша нақты деректер болмаған кезде есептік жүктемелерді үлестіру (фюзеляж бетіне қалыпты қысымдар) 18-суретке сай алынады.

18-сурет
(суреттерді қағаз мәтіннен қараңыз)

       230. Фюзеляж конструкциясының элементтерін жүктеу жағдайлары.
      Герметикаланбаған кабиналар.
      Экипаж кабинасының шамдарына аэродинамикалық жүктемелерді М саны және А' жағдайларының әсер ету бұрыштары кезінде "тынықыз ауада ұшу", сондай-ақ сатылас қауырсындануға жүктемелерді айқындаған кезде табылған сырғу бұрыштарында сырғумен ұшу режимдерінде тексерген жөн.
      Алдыңғы әйнектердің беріктігін сондай-ақ С жағдайына тексерген жөн. Бұдан басқа, А' және "тынықсыз ауада ұшу" жағдайларында экипаж кабинасы шамдарының беріктігі шамның көлденең қиылысы жүктемені симметриялы емес бойынша үлестіру кезінде тексерілуге тиіс. Бұл ретте, шамның бір жартысынан алу, ал басқасына симметриялы үлестіру кезінде шамның бір жартысына келетін жүктеменің 10% қосқан жөн.
      Ескертулер. 1. даланудың оң қысымының шамасы экипаж кабинасының ішінде сиретілу мүмкіндігі есебінен 0,3 q maxmax -ке көбейтілуге тиіс.

      2. Егер шам фюзеляждің конструкциясы күштік бөлігінің жұмысына іске қосылса, оның беріктігі қауіпсіздіктің тиісті коэффициенттерімен фюзеляжді жүктеудің барлық жағдайларына тексерілуге тиіс.
      Герметикаланған кабиналар.
      Герметикалық кабинадағы ең жоғары қысым.
      Герметикалық кабинадағы ең жоғары пайдалану қысымды p э изб =1,15 р кл изб тең, бірақ кемінде 1,3 р раб изб алған жөн, мұндағы р кл изб - шығарушы сақтандырғыш клапан-автоматтың ашылуына сәйкес келетін артық қысым;
      р раб изб - кабинадағы ең жоғары артық жұмыс қысымы.
      Гермитикалыққа фюзеляждарды сынақтан өткізген кезде (жаңаларды да, жөндеуден кейін де) нығыздау қысым ең жоғары пайдалану қысымнан аспауға тиіс.
      Герметикалық кабинаның ішінде сиретілу.

      p э разр = -0,3 q maxmax , бірақ кемінде 4900 Па (500кгс/м 2 ) алған жөн.
      Герметикалық кабинаның беріктігін:

      1) кабинаның ішінде p э изб =1,15 р раб изб артық қысымның және неғұрлым қолайсыз ұшу жағдайларында пайдалану жүктемелердің (оның ішінде кабина мен шамның сыртқы бетіне аэродинамикалық күштердің) әрекетінен ұшақтың бір бөлігіне сияқты герметикалық кабинасына келетін күштердің бірлескен әрекетіне;

      2) p э разр кабинасында сиретілу және 25%-ке кемітілген  пайдалану жүктемелердің (оның ішінде кабина мен шамның сыртқы бетіне аэродинамикалық күштердің) әрекетінен ұшақтың бір бөлігіне сияқты герметикалық кабинасына келетін неғұрлым күштердің бірлескен әрекетіне тексеру қажет.
      p э разр =-0>22 q maxmax , бірақ кемінде 4900 Па (500кгс/м 2 ) алған жөн.
      Ұшақта қысымның (сиретілудің) кері күрт түсуін шектейтін сенімді әрекет етуші жүйесі болған кезде р э разр ретінде 1,15 р кл изб алынуы мүмкін, мұндағы р кл изб - көрсетілген шектеу жүйесінің жұмыс істеуіне сәйкес келетін сиретілу шамасы.
      Гермитикалық кабиналардың терезелеріне, шамдарының әйнектеріне, люктары қақпақтарына және есіктеріне жүктемелер. Терезелер, шамдардың әйнектері, люктардың қақпақтары және есіктер, фюзеляжға герметикалық кабиналары осы бөліктерінің бекітпе элементтерін қоса ұшуда осы бөліктерге әрекет ететін неғұрлым аэродинамикалық жүктемелердің комбинациясында "Герметикалық кабинадағы ең жоғары қысым" және "Герметикалық кабинаның ішінде сиретілу" жағдайларына тексерілуге тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициент f =2,00.
      Бұдан басқа, герметикалық кабиналардың көрсетілген бөліктері қауіпсіздік коэффициенті f =2,00 кезінде р раб изб жұмыс артық қысымына тексерілуге тиіс.
      Ескерту. Сиретілуге герметикалық кабиналар терезелерінің беріктігін ауаның сыртқы температурасы минус 60 о С, ал кабина ішіндегі температура 20 о С жағдайы болған кезде айқындаған жөн.
      Егер фюзеляждің герметикалық бөлігі жекелеген бөліктерге бөлінсе және осы орайда кенеттен герметизациясыздандыру болған кезде бөліктер арасындағы қысымды теңестіретін ауаны қайта іске қосу жүйесі орнатылмаса, онда әрбір бөліктің беріктігі кез келген көршілес бөлік герметизациясыздандырылған болжаммен р раб изб жұмыс артық қысымның әрекетіне қосымша қамтамасыз етілуге тиіс. Қайта іске қосу жүйесі бар болған кезде пайдалану қысымы ол арқылы герметизациясыздандыру болатын тесік көлеміне және қайта іске жүйесі сипаттамаларына байланысты айқындалады. Қауіпсіздік коэффициенті f =1,30.
      Ұшақ экипажын қорғайтын кабина шамының маңдайлық әйнектері, сондай-ақ осы әйнектерді ұстайтын конструкция элементтері неғұрлым қолайсыз температуралық жағдайларда 1,8 кг салмағымен құстың соғылуына шыдауға тиіс. Бұл ретте, бір біріне соғылысудың есептік шынайы жылдамдығы биіктікті алу, төмендеу және бағыт бойынша ұшу жылдамдықтардың 0-ден 2500 м дейін биіктіктер үшін ҰПБ-да ұсынылғандардан ең жоғарғысынан 10% асатын жылдамдық алынуға тиіс. Бірақ V maxэ не мәніне неғұрлым сәйкес келетін бір біріне соғылысу жылдамдығы алынбайды.

34. Басқаруға күш түсу жағдайы

      231. Жалпы нұсқаулар.
      Төменде қолмен де, бустерлік те басқару кезінде басқару тартылымының механикалық бөлігінің элементтеріне қойылатын талаптар келтірілген. Бұл ретте, егер қауіпсіздіктің шамалы коэффициенті көрсетілмесе, есептік жүктемені f =2,0-ден айқындаған жөн.
      Егер басқару жүйесінде тартымдағы күштерді азайтуға арналған арнайы құрылғылар орнатылса, беріктікті тексеру үшін көрсетілген құрылғылардың болуын есепке алуды рұқсат етіледі; бұл ретте, есептік жағдайларды дайындаушы - мемлекеттің құзыретті органының келісімі бойынша дайындаушы белгілейді.
      Рульдерді, элерондарды, жалғасқанатшаларды және алғы қанатшаларды басқару (стабилизатормен басқарылатын) бөлшектердегі күштер олардың бейтарап (жиналған) жағдайында, шеткі және, егер осы жағдайда күштер көп болса, кез келген аралық жағдайларында айқындалуға тиіс.
      Басқа барлық жағдайларда басқару тартым арқылы өзара теңестірілетін топсалы сәттің симметриялы (элерондар үшін) немесе асимметриялы (деңгейлес және екікильдік сатылас қауырсындау үшін) бөлігінен тартымда пайда болатын және тұтқаға (штурвалға) немесе басқышқа берілмейтін қосымша күштерді ескеру қажет.
      Басқару жүйесінде қосалқы және автоматты құрылғылар болған кезде (бустер, автопилот, орнықтылық мен басқарылатын автоматтар, берілетін сандар өзгерісінің автоматы және басқа да) басқару бөлшектеріндегі күштер осы құрылғылар әрекетінің ескере отырып айқындалуға тиіс.
      Қайтарусыз бустерлі басқару кезінде оларға сәйкес бустер мен басқару органының арасындағы басқару элементтерінің беріктілігі тексерілуге тиіс пайдалану топсалық сәттің М э ш және қауіпсіздік коэффициентінің мәндері мынадай сипатта:
      а) тынықсыз ауада ұшқан кезде рульдер мен элерондарды жүктеу, қозғалтқыштар тоқтаған кезде бағыт рулінің жағдайларынан басқа элерондарды, бағыт және биіктік рульдерін, жалғасқанатшаларды және алғы қанатшаларды жүктеудің барлық жағдайларында
      - егер М аэр > М буст+доб, f =2,0 қауіпсіздік коэффициенті
кезінде М э ш = М буст+доб ;
      - егер М аэр < М буст+доб f =2,0 қауіпсіздік коэффициенті кезінде М э ш = М аэр немесе f =1,5 қауіпсіздік коэффициенті қезінде М э ш = М буст+доб қайсысы көп;

      2) тынықсыз ауада рульдер мен элерондарды f =1,5 қауіпсіздік коэффициенті кезінде М э ш = М аэр қозғалтқыштар тоқтағанда бағыт рульдерін жүктеу жағдайларында айқындалады.
      М аэр шамасы үшін оларды жүктеу қаралып отырған жағдайларда басқару органдарына әрекет ететін аэродинмикалық күштерден ең жоғары пайдалану топсалы сәтті (теңестіргенге дейін) алған жөн.
      М буст+доб шамасы үшін гидрожүйеде, атаулы қысым және тұтқадан (штурвалдан, басқыштан), автоматты құрылғылардан және т.б. сәтті ескере отырып шток орнын ауыстыруының нөлдік жылдамдығы болған кезде бустер дамытатын ең жоғары сәтін алған жөн; екі камералық бустерлер болған кезде екі камерада дамытатын сәтті қараған жөн.
      Ескерту. Басқарылатын стабилизатор үшін М аэр айқындаған кезде жүктеудің барлық жағдайларында х Д қысым орталығының жағдайын (х исп - 0,03) < х Д < (х исп +0,03) диапозонында қараған жөн, мұндағы х исп аэродинамикалық трубалардағы сынақтардың нәтижелері бойынша айқындалған х Д мәні.

      232. Биіктік рулімен (басқарылатын стабилизатормен) басқару бөлшектері.
      Биіктік рулімен (басқарылатын стабилизатормен) басқару бөлшектері үшін басқару тұтқасына (штурвалға) пайдалану жүктемені (ұшқыш күшін салған жерде):
      m взл < 2500 кг, кезінде 640 Н (65 кгс)
      m взл 10000 кг кезінде 1180 Н (120 кгс) алған жөн.
      Егер биіктік рулімен (стабилизатормен) басқару құрсауы екі жекелеген бөліктерден (мүйіз) құралған штурвалмен жүзеге асырылса, онда жоғарыда көрсетілген күш мүйіздің арасында тең бөлінеді. Қосымша күштері жоғарыда көрсетілгенге 65% -ке тең тек қана бір мүйізге әрекеті қаралады.

      233. Бағыт рулімен басқару бөлшектері.
      Ұшқыштың аяғынан біржақты пайдалану жүктемені:
      m взл < 2500 кг кезінде 880 Н (90 кгс),
      m взл > 10000 кг кезінде 1230 Н (125 кгс) тең алған жөн.
      Басқышқа жүктемені отырғыштың ортасын басқышқа аяқты салу нүктемесімен қосатын сызық бойынша бағыттаған жөн. Екіжақты жүктеме үшін (екі басқышқа бір мезетте) біржақты жүктеме кезінде екі есе еселенген күшке тең күшті алған жөн.

      234. Элерондарды басқару бөлшектері.
      Жүктеме тұтқаға бүйірден (ұшқыш күшін салған жерде) немесе штурвалдық басқару кезінде - төмен штурвал құрсауына бір жағынан жанама бойынша салынады. Тұтқаға пайдалану жүктемені:
      m взл < 2500 кг кезінде 320 Н (32,5 кгс)
      m взл > 10000 кг кезінде 640 Н (65 кгс) алған жөн.
      Штурвалға пайдалану жүктемені:
      m взл < 2500 кг кезінде 640 Н (65 кгс),
      m взл > 10000 кг кезінде 780 Н (80 кгс) алған жөн.
      Элерондарды басқару сондай-ақ 190-да көрсетілген сияқты ауытқымаған жағдайда элеронды жүктеу жағдайларында аэродинамикалық трубалардағы сынақтардан алынған пайдалану топсалы сәттерге есептелуге тиіс.
      232-234-ке ескерту. 2500 кг < m взл < 10000 кг ұшақтар үшін тұтқаға (штурвалға, басқышқа) пайдалану жүктемені m взл = 2500 және 10000 кг. кезінде тұтқаға (штурвалға, басқышқа) пайдалану жүктемелердің мәндері арасындағы сызықтық интерполяциямен айқындаған жөн.

      235. Элерондар және рульдермен (стабилизатормен) бір мезетте әрекет ету.
      Осы жағдайда басқару бөлшектері:
      биіктік рулімен (басқарылатын стабилизатормен) және бағыт рулімен;
      биіктік рулімен (басқарылатын стабилизатормен) және элерондармен;
      бағыт рулімен және элерондармен жүктемелердің бір мезетте әрекет етуі тексерілуге тиіс.
      Осы жүктемелердің шамасын оқшауламаланған жүктеу жағдайларының пайдалану жүктемелердің 75%-не тең алған жөн.

      236. Қосарласа басқару.
      Басқару бөлшектерін бір ұшқыштың оқшауламаланған әрекетіне тексерген жөн.
      Басқару бөлшектерін екі ұшқыштың бір мезеттегі бір жаққа қарай да, екі қарама қарсы жақтарға да әрекетін тексеру қажет; бұл ретте, әрбір ұшқыштан жүктемені 75%-не тең алған жөн.

      237. Басқару тартылымның қосарлану учаскелері.
      Егер олар өзара тек қана басқару жүйесінің элементтерімен байланысқан болса, элерондарды, биіктік рульдерді, екікильдік қауырсындану рульдерін стабилизатордың жартыларын басқару тартымының беріктігі жүктемелердің 65%-не қосымша тексерілуге тиіс. Бейтарап жағдайынан элеронның (рульдің, стабилизатор жартысының) кез келген жаққа ауытқуы қаралады. Дегенмен, егер топсалы сәттерді теңестірген кезде қысымның орталығы хорданың 50%-тен асатын орнынан жылжыса, онда топсалық сәт және ұшқыштың тиісті күші қысымның орталығы хорданың 50%-не келетінінен алынады.

      238. Басқару тартылымның қосарланушылық учаскелері.
      Басқару қосарланушылық тартылымының әрбір тармағының беріктігі жүктемелердің 65%-не тексеріледі.

      239. Қанаттың қима элементтерін басқару бөлшектері. Жалғасқанатшаларды, алғы қанатшаларды және басқарудың басқа беттерін басқару үшін пайдалану жүктемесін қаралып отырған басқару бетінің пайдалану топсалы сәтіне және басқару тетігінің берілетін санына сәйкес тұтқаға (штурвалға) есептелетін күш ретінде айқындаған жөн. Пайдалану жүктеме тұтқаға тек бір қолдың әрекеті болуы мүмкін кезде 320 Н (32,5 кгс) және тұтқаға екі қолдың әрекеті болуы мүмкін кезде 640 Н (65 кгс) аз алынбайды.
      Басқару бөлшектерін қосымша басқару бетінің ұшақ симметриясынан бір жаққа қарай сыналану болған кезде жетек дамытатын жүктемеге тексерген жөн.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =1,3.

      240. ҚБР, крандарды басқару (басқарудың кіші тұтқалары). Қозғалтқышты, қрандарды және кіші тұтқалармен басқаратын басқа да агрегаттарды басқару тартылымы элементтерінің беріктігін тексеру үшін осы тұтқаларға қолдан пайдалану күш кемінде 147 Н (15 кгс).

      241. Ұшақ доңғалақтарын тежеуді басқару бөлшектері.
      Бір ұшқышпен басқарған кезде тежеудің әрбір басқышына пайдалану жүктемесі:
      m взл < 2500 кг кезінде 490 Н (50 кгс),
      m взл аралық мәндеріне сызықтық интерполяциясымен m взл > 10000 кг кезінде 690 Н (70 кгс) салынуға тиіс.
      Жүктемені салу нүктесі - басқыштың алдыңғы жиегі.
      Екі жақты басқару кезінде беріктікке екі ұшқыштың әрекеті болған жағдайда қосымша тексеріс жүргізеді, олардың әрқайсысы жоғарыда көрсетілген жүктемелердің 75%-тін салады.

      242. Пневматикалық және гидравликалық күштік цилиндрлер.
      Басқару органдарын ауытқытуына, қондыратын жалғасқанатшалар мен алғы қанатшаларды жинауға және шығаруға, интерцепторларға және элементтерге арналған басқару жүйесіндегі қолданылатын пневматикалық пен гидравликалық цилиндрлер, олардың бөліктері болып табылатын элементтерге қойылатын 4.2.1 және 4.2.2-гі талаптарға сәйкес, беріктікке есептелуге тиіс.
      Бұдан басқа, осы цилиндрлердің беріктігі ең жоғары ішкі қысым ( р max ) жағдайына тексерілуге тиіс.
      р max үшін цилиндрда болуы мүмкін ең жоғары қысымды; цилиндрда сақтандырғыш клапан болған кезде р max = 1,15 р кл.раб алған жөн, мұндағы р кл.раб клапан болған кезде цилиндрдағы жұмыс қысымы.
      Герметикалығын тексеру үшін күштік цилиндрлер арнайы техникалық жағдайлар бойынша бақылаушы нығыздау қысымға тартылуға тиіс. Бұл ретте нығыздау қысымның шамасы р max кем болмауға тиіс. Қауіпсіздік коэффициенті нығыздау қысымға қатысты f =1,50-ден кем болмауға тиіс.

35. Ауалық бұрамаға күш түсу жағдайы

      243. Жалпы нұсқаулар.
      Ұшақтың ауалық бұрамасы, қалағы мен төлкенің және бұрама қадамын басқару күштік элементтерін, қалақтардың бекітілім түйінін, бекітпе бөшектерімен төлкенің корпусын және қалақтардан ауалық бұраманың цилиндрлік тобына күштерді беретін басқару элементтерін қоса талаптарды қанағаттандыруға тиіс.
      Арнайы мақсаттағы бүрамаларға немесе әдеттен тыс конструкциядағы бұрамаларға (мысалы, төлкеге қалақтардың топсалы бекітпесімен) осы талаптарды қолдану дәрежесін дайындаушы мемлекеттің құзыретті органының келісімімен дайындаушы белгілейді.
      Ауалық бұраманың статикалық беріктігі қаралып отырған конструкция элементтері үшін есепті болуы мүмкін жүктеу жағдайларының жүктемелеріне тексерілуге тиіс.
      Бұл ретте, түпнұсқасының немесе үлгілерінің статикалық сынақтарының нәтижелері пайдалануы мүмкін.
      Жүктеудің барлық жағдайларында қауіпсіздік коэффициенті f =2,00 тең алынуға тиіс. Көрсетілген қауіпсіздік коэффициентінің шамасы, егер тиісті зерттеулермен осындай төмендеу мүмкіндігі расталса, төмендетілуі мүмкін.
      Беттік нығайтылуға тартылған ауалық бұрама конструкцияның элементтерінде пайдалану жүктемесі кезінде нығайсыздануға әкелетін жергілікті иілмелі жай-күй пайда болуға тиіс емес.

      244. Ауалық бұраманы жүктеу мынадай жағдайларда:
      олардың қайсысына aq артық болуына қарай А д немесе А' д ; олардың қайсысына | aq\ артық болуына қарай D д , немесе D' д . Жүктеудің осы жағдайларын тек қана қозғалтқыштар гондоларының сыналануының теріс бұрышы бар ұшақтар үшін қараған жөн;
      М д ;
      егер | aq\ жүктеудің тиісті маневрлеу жағдайларынан ол үшін артық болса, тынықсыз ауада ұшу;
      сырғумен ұшу;
      қарышты және бұрышты үдеулердің аралас әрекеті қаралуға тиіс.
      Мұндағы a және q - қаралып отырған жағдайларда тиісінше ауалық бұраманың шабуыл бұрышы мен жылдамдық арыны.

      245. Ауалық бұрамаға және оның элементтеріне жүктемелерді есептеген кезде мынаны басшылыққа алу қажет:

      1) ауалық бұраманың айналу жиілігі мен қозғалтқыш қуатын қаралып отырған жүктеудің жағдайында ықтималдардан неғұрлым үлкендерін алған жөн;

      2) М д жағдайында қозғалтқыш жұмыс істеген кезде 15 м/с жылдамдығы бар бүйірден соққан желдің әрекетін ескеру қажет.
      Егер ҰПБ-да желдің қатты жылдамдығына жол берілсе, онда есептеген кезде оның осы мәні алынуға тиіс. Қозғалтқыш тоқтаған кезде тежеудің барлық режимдерін қарау қажет (тежеу басынан ең жоғары тері тартымға жеткенге дейін).
      Ауалық бұрамаларды жүктеу жағдайлары маневрді немесе бір реттік үзік ықпал еткен кезде ұшақ қозғалысын есептеу нәтижелерінің негізінде нақтылануы мүмкін. Ұшу режимдерінің өлшемдері ауалық бұраманы жүктеудің неғұрлым ауыр жағдайлары жасалатындай таңдалуға тиіс.

      246. Жүктемелерді айқындау.
      Ауалық бұраманың қалағы мен басқа элементтеріне әрекет ететін жүктемелерді айқындауды пайдаланатын әдісі қалақтардың серпімді тербелісін, қисық үрлеудің әсерін және қалыпты және көлденең осьтарға қатысты ұшақтың айналуымен пайда болған кориолисовы күштерді ескерген жөн.
      Ауалық бұраманың элементтеріндегі қауырттылықтың шамаларын аэродинамикалық трубадағы бұраманың динамикалық ұқсас модель сынақтары нәтижелерінің негізінде фюзеляж бен қанаттың аэродинамикалық әсерін есепке алып айқындаған жөн. Бұраманың айналу жиілігінің пайдалану диапозонында қалақтың өзіндік иілу және айналу жиіліктері спектрін талдау негізінде беріктікке қатысты қауіпті резонанс құбылыстарының жоқтығы көрсетілуге тиіс.

36. Ұшақ конструкциясының элементтерін жүктеудің ерекше жағдайлары

      247. Жүк едені және жүктерді бекіту.
      Приборларды, жабдықты, бактарды және басқа да жүктерді бекітудің сол бір немесе өзге түйініне, сондай-ақ осы жүктердің әрекетінен жүк еденіне келетін жүктемелерді осы ұшақ үшін бұл жүктерді орналастыруына және ұшақты тиеудің барлық нұсқаларына оларды бекіту тәсілдеріне сәйкес айқындаған жөн.
      Жүктер ауырлығының ортасындағы есептік жүктелімдерді қарышты және айналмалы қозғалыстардың инерциялық күштерін ескере отырып ұшақ үшін барлық қаралып отырған есептік ұшу және қону жағдайларына сәйкес айқындаған жөн.
      Бұдан басқа, фюзеляждағы приборлардың, бактардың және басқа да жүктердің бекітпесінің беріктігін тексеру үшін авариялық қону жағдайы қаралуға тиіс. Осы жағдайда жүк ауырлығының орталығында жүктелімдердің мынадай диапозонына сәйкес келетін есептік жүктемелер:
      бойлық жүктеме үшін - жүктемені алға бағыттаған кезде нөлден 9 дейін және жүктемені артқа қарай бағыттаған кезде нөлден 1,5 дейін;
      қалыпты жүктеме үшін - жүктемені төменге бағыттаған кезде нөлден 4-ке дейін жүктемені жоғары бағыттаған кезде нөлден 2 дейін;
      бүйірлі жүктеме үшін - +2,25 до -2,25.
      Жүктемелердің олардың әрқайсысы нөлден жоғарыда келтірілген мәндерге дейін көрсетілген бағыттарға және шамаға ие әртүрлі комбинациялары қаралуға тиіс, бірақ нәтиже беретін жүктеме 9 жиынтық жүктелімге сәйкес келетін мәннен аспауға тиіс. Ұшақтарда жолаушыларсыз тасымалданатын жүктерді бекіту үшін дайындаушы және дайындаушы мемлекеттің құзыретті органы арасындағы келісім бойынша жүктелімдердің төмендетілген мәндері алынуы мүмкін.
      Осылай орналасқан жүктер үшін олар көтерілген кезде жолаушылар мен экипажға зақым әкелмейді немесе ұшақтан шығуға кедергі жасамайтын (мысалы, жолаушылар мен экипажға арналған үй-жайлардан төмен немесе олардың алдында орналасқан бөліктерде) кезде авариялық қону жағдайы қаралмайды.

      248. Тұрақта адамдардан болатын жергілікті жүктемелер.
      Тұрақта қызмет көрсету кезінде адамдар болуы мүмкін ұшақ конструкциясының беріктігі 1760 Н (180 кгс) тең есептік жергілікті жүктемеге тексерілуге тиіс.

      249. Орынтақтар, ұйықтайтын орындар және экипаж бен жолаушылардың байлау белдіктері.
      Орынтақтар, ұйықтайтын орындар, байлау белдіктері мен олардың бекітпелері үшін, сондай-ақ оларда ұшу немесе қону уақытында экипаж мүшелері мен жолаушылар болуы мүмкін кабиналар мен өту жолдарының сол бір бөліктері үшін пайдалану жүктемелерді осы жағдайлар үшін алынған қауіпсіздік коэффициенттері кезінде қарышты және айналмалы қозғалыстарының инерциялық күштерін ескере отырып ұшақ үшін барлық қаралып отырған ұшу және қону жағдайларына сәйкес айқындаған жөн.
      Бұдан басқа, орынтақтардың, ұйықтайтын орындардың, байлау белдіктерінің және олардың бекітпелерінің беріктігі авариялық қону жағдайына тексерілуге тиіс.

      250. Түзілімдер. Негізгі жіктік және айырмалы түзілімдер мен ушколар үшін қосымша қауіпсіздік коэффициентін f доп = 1,25 қарау қажет.

      251. Құймалар. Жауапты құймаларға, яғни олардың бұзылуы ұшақтың қауіпсіз ұшуына немесе қонуына кедергі жасайтын сол бір бөлшектердің құймаларына қосымша қауіпсіздік коэффициенттерін қолданған жөн:

      1) егер құймалардың 100%:
      көзбен көру бақылауға;
      магниттік немесе капиллярлық бақылауға немесе бақылауды
бұзбайтын басқа баламалы әдіске;
      радиациялық бақылауға тартылса f доп = 1,50.

      2) егер "а" бойынша тексерістерден басқа құйма бөлшектердің 3 үлгісі f доп = 1,25 жеткілікті беріктікті және пайдалану жүктеме кезінде жеткілікті қаттылықты көрсетсе, f доп = 1,25.
      Қалған құймаларға қосымша қауіпсіздіқ коэффициенттерін қолданған жөн:

      1) егер құймалардың 100% тек көзбен көру бақылауға тартылса
f доп = 2,00;

      2) егер құймалардың 100%:
      көзбен көру бақылауға;
      магниттік немесе капиллярлық бақылауға немесе бақылауды бұзбайтын басқа баламалы әдіске тартылса f доп = 1,50;

      3) егер құймалардың 100%:
      көзбен көру бақылауға;
      магниттік немесе капиллярлық бақылауға немесе бақылауды бұзбайтын басқа баламалы әдіске;
      радиациялық бақылауға тартылса f доп = 1,25.

      252. Ұшақ үстіндегі (люктардың қақпақтары мен жармалары, ағымпаздар және т.б.) алынбалы элементтер (учаскелер).
      Жергілікті жүктемелердің шамалары ұшақта қаралып отырған элементтің орналасуына қарай М саны мен А', В, С, В' жағдайларына, "тынықсыз ауада" ұшу жағдайларына сәйкес келетін әсер ету бұрыштарында аэродинамикалық трубадағы, сондай-ақ сатылас қауырсындануға жүктемелерді айқындау кезінде табылған сырғу бұрыштары кезінде сырғумен ұшу режимінде үлгінің сынақтарымен айқындалуға тиіс.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =2,00.
      Бұдан басқа, ұшуда ашылатын барлық люктардың қақпақтары мен жармаларының беріктігін люктар толық ашық тұрған кезде тексерілуге тиіс. Жүктемелердің шамалары М саны мен ашық люкпен ұшу жүргізілуі мүмкін режимдерге сәйкес келетін әсер ету және сырғу бұрыштары кезінде аэродинамикалық трубалардағы сынақтар бойынша айқындалады.
      Қауіпсіздік коэффициенті f =2,00.

      253. Тежеу парашютінің бекітпе түзілімдері.
      Тежеу парашютінің бекітпе түзілімдерінің беріктігін
       P э = Р maxm.n
      жүктемеге тексерген жөн, мұндағы P э = Р maxm.n - оның қолданудың ең жоғары рұқсат етілген жылдамдықта тежеу парашюті ашылған кезде пайда болатын ең жоғары динамикалық күш. Күштің бағыты ағыстың бағытымен 15 о бұрышты құрастыратын пайда болатын конуста алынады.

      254. Басқару органдарының бекіту кронштейндері.
      Басқару органдары кронштейндерінің және өздері басқару органдарының беріктігі айналу ось бойына бағытталған және мынадай жүктелімдерден шыға отырып айқындалатын:
      n э = 24 - сатылас орналасқан басқару органдары үшін;
      n э = 12 - деңгейлес орналасқан басқару органдары үшін инерциялық күштердің әрекетіне тексерілуге тиіс.

      255. Флаттерлерге қарсы теңгеріштер.
      Флаттерлерге қарсы теңгеріштердің және олардың бекітпелерінің беріктігі тынықсыз ауада ол ұшқан және қону кезінде ұшақтың серпімді тербелістерінде туындайтын инерциялық жүктемелерге тексерілуге тиіс.
      Инерциялық жүктемелерді айқындау кезінде теңгеріштерге пайдалану жүктелім:

      1) сатылас жазықтықта + 3,0 n э у ;

      2) деңгейлес жазықтықта + 6,0 кем болмауға тиіс.
      Мұндағы n э у - n э у max (а) және n э у max (о) - дан көптеген мәні.

37. Жүктеудің ерекше жағдайы, ұшақты көтеру

      256. Жағдайлар қаралады:
      ұшақты немесе оның агрегаттарын ілмектермен көтеру, есептік жүктелім 4,0;
      ұшақты домкраттармен көтеру, есептік жүктелім 2,0 болады.
      Соңғы жағдайда көрсетілген жүктелімге сәйкес келетін сатылас жүктемелер сондай-ақ кез келген бағытта әрекет ететін және 0,25 есептік жүктелімге сәйкес келетін деңгейлес жүктемелермен бірлесіп қаралуға тиіс; бұл ретте, домкраттар тіректерінің нүктелерінде жүктемелердің деңгейлес қүрамалары сатыластарға пропорционал үлестіріледі және сатылас жүктемелер өзгерілмейтіндей инерциялық күштермен теңестіріледі.
      Ұшақтың есептік салмағына ұшақты көтерудің сол бір немесе басқа тәсіліне рұқсат етілген ең жоғары салмақ алынуға тиіс. Осы шамалары ҰПБ-на енгізілуге тиіс.

38. Жүктеудің ерекше жағдайы, тұрақта желден болатын жүктемелер

      257. Жалпы нұсқаулар. Тұрақта ұшақты жүктеудің 29-да барлық келтірілген жағдайларында ұшақ қалыпты тұру жағдайында және деңгейлес жазықтықта кез келген жағынан, ал сатылас жазықтықта - деңгейлес жазықтыққа қатысты 15 о бұрыштардың диапозонында үрленуі мүмкін деп санаған жөн.
      Ұшақ қонды және оның басқару органдары тоқтатылған деп алған жөн. Желдің 40м/с тең V в жылдамдығымен әрекеті қаралуға тиіс.
      Бұдан басқа, желдің жылдамдығы 15м/с болған кезде тоқтатылмаған (еркін) рульдер мен элерондарды жүктеуді қараған жөн.
      Қосымша желдің жылдамдығы 15м/с болған кезде басқару органы бейтарап жағдайынан жылжыған және ҰПБ-да ұшқышқа осындай әрекеттің қажеттілігі туралы нұсқаулар болмаса, ұшқыштың қарсы әрекет жасайтын күші болмаған кезде шеткі жағдайдың шектеушісіне соғылғанда динамикалық нәтижесі қаралуға тиіс. Егер осындай нұсқаулар болса, онда рульдердің (элерондардың) қозғалысын қараған кезде ұшқыштың қарсы әрекетін (гидрокүшейткіштер ажыратылған кезде) есепке алуға рұқсат етіледі, ұшқыштың күші 0,5 Р э тең алынады, мұндағы Р э - элеронға тапсырылған күш.
      Көрсетілген жағдайларға рульдер мен элерондарды тоқтатуға арналған бейімдегіштер де, сондай-ақ ұшаққа арқандап бекіту элементтерінің бекітпе түзілімдері есептелуге тиіс.
      Ескерту. Егер басқару органдары бейтарап жағдайда тоқтатылмаса, онда басқару органдары мен топсалы сәттерге жүктемелерді айқындаған кезде тапсырылған емес, ал аэродинамикалық трубалардағы эксперименттен немесе басқару органдары ауытқуының тиісті бұрыштары кезіндегі есептен алынған мәндер с у және x y.o
мәндерін алған жөн.                                        b
Мұндағы х ц.д - басқару органының алдыңғы жиегінен қысым орталығына дейінгі қашықтық, b - басқару органының хордасы.

      258. Қанатты жүктеу жағдайлары.
      Элерондар - бейтарап жағдайда
      Симметриялық жүктеу.
      Желдің бағыты - алдынан,  V в = 40 м/с, с у = с ymax
      Қысым орталығының жағдайы А жағдайындағыдай.
      Симметриялық емес жүктеу.
      Жүктемені симметриялық жүктеу жағдайындағыдай айқындаған жөн, бірақ, бұл ретте, қанаттың бір бөлігі жүктелмеуін алу қажет.

      259. Элерондарды, жалғасқанатшаларды жүктеу жағдайлары.
      Симметриялық жүктеу.
      Элерондар - бейтарап, жалғасқанатшалар - жиналған жағдайда.
      Желдің бағыты - арттан, V в = 40 м/с
      Өзіндік элерондардың және жалғасқанатшалардың қалыпты күшінің коэффициентін с n = 1,5 және қысым орталығының жағдайын x y.o = 0,55 алған жөн.                                             b
      Симметриялық емес жүктеу.
      Жүктемені симметриялық жүктеу жағдайындағыдай айқындаған жөн, бірақ, бұл ретте, элерон мен жалғасқанатша қанаттың тек бір жағына жүктелуін алу қажет.
      Еркін элерондар.
      Еркін элерондарды тірелгенге дейін кез келген жаққа ауытқыған жағдайда қараған жөн.
      Желдің бағыты - арттан; V в = 15 м/с.
      Қалыпты күштің коэффициенті с n = 1,5; қысым орталығының жағдайы x y.o = 0,55 .
        b

      260. Деңгейлес қауырсындануды жүктеу жағдайлары.
      Рульдер бейтарап жағдайында.
      Желдің бағыты - алдынан. V в = 40,0 м/с.
      Деңгейлес қауырсындануды қараған жөн, ол үшін қалыпты күштің коэффициентін с n = 1,5, және қысым орталығының жағдайын x y.o = 0,55
                                                        b
алу керек.
      Желдің бағыты - арттан; V в = 40,0 м/с. Биіктік рульдерін жүктеуді қараған жөн, олар үшін қалыпты күштің коэффициентін с n = 1,5 және қысым орталығының жағдайын x y.o = 0,55 алу керек.
                                    b
      Еркін рульдер.
      Еркін рульдерді тірелгенге дейін кез келген жаққа ауытқыған жағдайда қараған жөн.
      Желдің бағыты - арттан; V в = 15 м/с.
      Қалыпты күштің коэффициенті с n = 1,5; қысым орталығының жағдайы x y.o = 0,55
        b

      261. Сатылас қауырсындануды жүктеу жағдайлары.
      Бағыт рулі бейтарап жағдайында.
      Желдің бағыты - бүйірден. V в = 40 м/с.
      Сатылас қауырсындануды қараған жөн, ол үшін қалыпты күштің коэффициентін с n = 2,0 және қысым орталығының жағдайын x y.o = 0,40
                                                       b
алу керек.
      Желдің бағыты - арттан; V в = 40 м/с.
      Бағыт рульдерін жүктеуді қараған жөн, олар үшін қалыпты күштің коэффициентін с n = 1,7 және қысым орталығының жағдайын
x y.o = 0,55 алу керек.
b .
      Бағыт еркін рулі
      Бағыт еркін рульдерін тірелгенге дейін кез келген жаққа ауытқыған жағдайда қараған жөн.
      Желдің бағыты - арттан; V в =15 м/с.
      Қалыпты күштің коэффициенті с n = 1,7; қысым орталығының жағдайы x y.o = 0,55
        b

      262. Арқандап бекіту жүйесін жүктеу жағдайлары.
      Арқандап бекіту элементтеріндегі күштердің шамаларын ұшаққа әрекет ететін мынадай күштердің тепе-тең жағдайларынан:
      желден пайдалану ауалық жүктемелерден;
      ұшақ ауырлығының күшінен;
      тірек нүктелерінде жердің реакциясынан;
      арқандап бекіту элементтеріндегі күштерден айқындаған жөн.

39. Жүктеудің ерекше жағдайы, әуеайлақ бойынша ұшақты тіркеп сүйреу

      263. Келтірілген талаптар ұшақ беріктігін әуеайлақ бойынша оны
тіркеп сүйреткен жағдайда мынадай жағдайларда қамтамасыз етеді:
      топырақты ШҚЖ-да (ұшақтың шарықтауы мен қонуы үшін белгіленген топырақтың беріктігі кезінде) тіркеп сүйреу жылдамдығы 10 км/сағ және бетондалған ШҚЖ-да 20 км/сағ аспауға тиіс;
      олар бойынша ұшақ тіркеп сүйретілетін кез келген әуеайлақ рульдеу жолдарының еңіс бұрышы + 3 о аспауға тиіс;
      жоспарда ұшақ симметрия жазықтығынан тіркеп сүйреу ауытқуынан бұрышы ұшақтың бұрылыстарында + 30 о аспауға тиіс;
      тіркеп сүйреу иілмелі де, қатты да тартымда жүргізілуі мүмкін.
      Егер ҰПБ-да көрсетілген айырмашылығы бар тіркеп сүйреу жағдайлары көзделген жағдайда беріктікке қойылатын талаптарды Дайындаушы нақтылауға тиіс.
      Жүктеудің мынадай жағдайлары қаралады.

      264. 1-ші жағдай.
      Сүйреу үшін жұмыс жағдайындағы сүйреткіш құралға оның осін бойлай әуеайлақтың үстіңгі жағына параллель Р э күш әсер етеді, оның шамасы басқаша ой болмаса, Р э күш үшін үлкен мән қабылдатқызатын А берілген жұмысты сүйреткіш құрал амортизациясын сіңіру шартымен айқындалады. А жұмысын мына формула бойынша анықтаған жөн:
      А = 0,15m max   1 
                  1+ m max
                      m букс
      мұнда m max - сүйреу рұқсат етілген ұшақтың ең жоғары салмағы
      m сүйреткіш - сүйреткіштің массасы
      0, 15 - шамалас коэффициент, м 2 /с 2 .
      Р э мәнін 0,15§gm max қарағанда аз қабылдамаған жөн.
      Қатты тартқышы бар сүйреткіш құралмен тартқанда жұмыс А созылғанда да, ауырлықты қысқанда да сіңірілуі тиіс және тиісінше, сүйреткіш құрал күштің Р э екі бағыты үшін де есептелуге тиіс.
      Шасси мен ұшақ конструкциясының беріктігін тексеру үшін тірекке әсер ететін тұрған кездегі жүктемені және сүйреу тәсіліне байланысты сүйреткіш құралдан тірекке түсетін салмақты ескеру қажет.
      Ескерту. Егер сүйрету бір мезгілде шассидің тұмсықтық және негізгі тіректері үшін жүргізілсе, шассидің әрбір тірегінің беріктігі жеке-жеке 264-те көрсетілген 70 % салмаққа тең оқшауланған әрекетпен тексерілуге тиіс.

      265. 2-ші жағдай.
      Тұмсықтық тірекке сүйрету үшін жұмыс жағдайындағы сүйреткіш құралға оның сүйреткішпен жанасатын нүктеде құралдың ұзына бойы осіне тік бұрышпен көлденең жазықта ұштасатын бүйірлік күш Р э әсер етеді. Бұл жағдайды қатты тартқышпен сүйреткен кезде ғана қарастырған жөн. F э күш шамасын:
F э = + 0,05 Р э ( Р э см.4.3.4.2),
формуласы бойынша анықтау керек.
      Алайда:
      егер басқару механизмі немесе шимми демпфері сақтандырғыш клапанмен жабдықталса, F э сүйреткіш құралдың ұзындығына М у mах , сәт туғызатын салмақ аз болады;
      егер ұшақты сүйрету еркін бағдарлау режимінде тұмсықтық тіректі басқару жүйесімен жұмыс кезінде ғана жүргізілсе және бұл туралы ҰПБ-де тиісті жазба болса, онда F э күш шамасы жерде тұмсықтық тіректі бұру үшін қажет сәттің негізінде таңдап алынады.
      Бүйірлік күштің әсерінен шасси мен ұшақтың беріктігін тексеру үшін жүк тиеудің екі нұсқасы қарастырылады:
      F э бүйірлік күш және тіректегі тұрғызу жүктемесі әсер етеді;
      F э бүйірлік күшпен және тіректегі тұрғызылған жүктемеге бір мезгілде Р э күш әсер етеді.

      266. Сүйреткіш құралдың конструкциясында сақтандырғыш құрылғы көзделуге тиіс. Сақтандырғыш құрылғылар үшін қирататын жүктемелердің шамасын пайдалану жүктемесінен асырмай қабылдау керек. Қатты тартқышы бар сүйреткіш құралмен жұмыс істегенде сақтандырғыш құрылғы созылғанда да, қысылғанда да жұмыс істеуі тиіс.

40. Қолайсыз әуеде үшақтың динамикалық жүктелу жағдайлары

      267. Ұшақтың беріктігі қолайсыз әуеде ұшу және отырғызу кезінде жүктеменің динамикалық әсері ескеріле отырып, қаралуға тиіс.

      268. Ұшудың барлық биіктігі мен жылдамдығы V maxmax дейін және тиісті пайдалану тепе-теңдігі мен ұшақтың сол немесе өзге бөлігінің беріктігіне қатысты аса қолайсыз тиелген кезде де ұшақтың ұшу массасының барлық диапазоны қарастырылуга тиіс. Өсу қарқындылығының желілік учаскесімен бір мәрте тік екпіннің әсерін қарастыру керек (4.14-сурет).

(суретті қағаз мәтіннен қараңыз)
   19-сурет

      Өсу учаскесінің ұзындығы қабылданады L > 30м. Екпіннің жоғары қарқындылық мәнін ұшақтың ауырлық орталығы арқылы өтетін фюзеляждің көлденең қимасында жүктемені өсірудің ең жоғары мәні /\ n у тең болатындай анықтау керек.
      Алайда екпіннің индикаторлық жылдамдығы
W инд = W ист    _____
            \/ p н
               р о
      бір жарым шекті мәннен аспауы тиіс.

      269. Үздіксіз атмосфералық турбуленттіктің динамикалық әсерін тік және бүйірлі бағытта қарастыру керек.
      Көлденең ұшуда оның мәнінен қосымша тік және бүйірлік бағытта жүктеменің кез келген түрін барынша пайдалана өсіруді /\ Р (ылдилайтын сәттер, жергілікті жүктеме және т.б..)
/\ Р э max = + c /\p W н.m,
      формуласы бойынша анықтау керек, мұнда, W н.m = /\n у , бірақ
                                                   с /\ n у
төменде көрсетілгеннен W н.т min мәннен төмен қабылданбайды.
с /\р = 0,72 ( V ист ) 1/3   ________
             L турб   \/ & 0 S y  |T /\Р (W)| 2 dw
                          w 5/3
с /\ n у = 0,72 ( V ист ) 1/3     ________
             L турб     \/ & 0 S y  |T /\ n у (W)| 2 dw
                             w 5/3
      мұнда
      w - айналма жиілік, рад/с;
      V ист - ұшудың ақиқат жылдамдығы, м/с.
      T /\Р (W) және T /\ n у (W) - екпіннің тік немесе бүйірлі бағыты кезінде /\ Р қосымша жүктеме үшін және тиісінше екпіннің тік бағыты кезінде ұшақтың ауырлық орталығы арқылы өтетін фюзеляждің көлденең қимасында /\ n у қосымша жүктеме үшін тән ақиқат қарқындылықтың гармоникалық екпіннің әсері кезіндегі жиілік функцияларының модульдері.
      Турбуленттік масштабын L турб 760 м тең деп қабылдау керек;
      W н.т min (екпіннің ақиқат жылдамдығы) төмендей көрсетілгендей айқындалуға тиіс, бірақ ең аз аэронавигациялық жылу қоры бар ұшақтың массасына қарағанда аз ұшу массасы үшін W н.т min мәні төменде келтірілген мәннен 0,85-ке дейін азайтылуы мүмкін.
      V max э жылдамдыққа
      H =0 -ден H =9150 м дейін ұшу биіктігі W н.т min =25,9 м/с;
      H =24400 м биіктікте W н.т min =9,1 м/с.
      H =9150-ден H =24400 м -ге дейін W н.т min табу үшін желілік интерполяция қолданылады. W биіктікте V Wmax жоғары жылдамдық болғанда, V < V Wmax, жылдамдықта жоғары мән болады (4.1.4.5), W н.т min мәнін V max э болған кезде 1,32 есе үлкен деп қабылдау керек.
      V maxmax жылдамдықта W н.т min мәнін V max э кезінде оның мәнінің жартысына тең деп алу керек.
      V Wmax және V max э жылдамдықтар арасында, сондай-ақ V max э және
V maxmax арасында W н.т min табу үшін жылдамдығы бойынша желілік интерполяция қолданылады.

41. Отырғызу кезінде ұшақтың динамикалық жүктелу жағдайлары

      270. Отырғызу және ұшу массасына сәйкес келетін жүктелу нұсқалары кезінде көрсетілген Е ш пос және Е' ш жағдайлар арасындағы орташа қалыпта дөңгелектердің айналуын ескере отырып, негізгі шассиге ұшақты отырғызу қарастырылуы тиіс. Бастапқы уақытта көтеру күшін ұшақтың ауырлық күшіне тең деп қабылдау қажет. А э және А max болғанда ұшақтың амортизациялық жүйесі сіңірілуі тиіс жұмыстың екі мәні кезінде есептеу керек.
      А э пайдалану жұмыстарын амортизациялық жүйе сіңірген кезінде
m пос отырғызуды ұшу-отырғызу жолағының жазықтығы туралы пневматика үйкеліс коэффициентінің u=0 және u=0,8 екі мәні кезінде қарастыру керек. А max үлкен жұмысты амортизациялық жүйе сіңірген кезінде m пос отырғызуды үйкеліс коэффициентінің u=0 және u=0,5 екі мәні кезінде қарастыру керек.

42. Флаттерден, басқару органдарының дивергенциясынан, реверсінен, "ұшақ - автоматты басқару жүйесі" жүйесінің әуесерпінді тербелісі мен шиммиден қауіпсіздікті қамтамасыз етуге қойылатын талаптар

      271. Жалпы нұсқаулар.
      Флаттерден, басқару органдарының дивергенциясынан, реверсінен, "ұшақ - АБЖ" жүйесінің аэросерпінді тербелісі мен шиммиден қауіпсіздікті қамтамасыз ету бойынша арнайы зерттеулер (есептер, модельдерді сынау, планер мен АБЖ жиілік сынау, ұшу сынағы) жүргізілуге тиіс. Осы зерттеулердің көлемін Дайындаушы белгілейді.

      272. Флаттер.
      Ұшақтың ұшу массасының барлық диапазонында және ұшудың барлық биіктігінде флаттердің туындау мүмкіндігі 1,2 есеге ұлғайған V maxmax , жылдамдыққа дейін болмауы тиіс. Осы талап конструкцияның бастапқы нұсқасында да, флаттердің критикалық жылдамдығына әсер ететін оның кейбір параметрлері өзгерген кезде де орындалуы тиіс.
      Осы параметрлердің тізбесі мен олардың өзгеру дәрежесін Дайындаушы осыған ұқсас конструкциялардың флаттерінен қауіпсіздікті қамтамасыз ету тәжірибесінің негізінде және арнайы зерттеу жүргізу нәтижелері бойынша белгілейді.
      Егер жүргізген зерттеулер нәтижесінде мынадай жағдайлардың бipi орын алса:
      кемінде 1,25 V maxmax ұшу жылдамдығы кезінде флаттер туындаса;
      ұшатын сызбасы өзгеше, не флаттердің критикалық жылдамдығы айқындаушы параметрге күрт байланысты болса;
      есеп нәтижелері мен эксперименттік зерттеулер арасында түсініксіз сәйкессіздік болса, флаттерден ұшақ қауіпсіздігін ұшу арқылы тексеру қажет.

      273. Дивергенция.
      Барлық биіктіктерде дивергенцияның критикалық жылдамдығы

                   V кр.див > 1,2 V max max.
шартын қанағаттандыруға тиіс.
 

       274. Реверс.
      Барлық ұшу бөлшектерде басқару органдары реверсінің критикалық жылдамдығы мына шарттарды қанағаттандыруы тиіc:
      V maxmax < 600 км/сағ болғанда V кр.рев > 1,2 V maxmax
      V maxmax >600 км/сағ болғанда V кр.рев > 1,2 V maxmax +100 км/сағ
      V maxmax >600 км/сағ жылдамдықта аз запас қабылдауға рұқсат етіледі, онда қорды азайту мүмкіндігі ұшу сынақтарының нәтижелеріне негізделуі керек.
      Ескерту. Егер қисық. $=f(V, көлденең басқару тиімділігін сипаттайтын параметр $=( m б x )бiб V осін кесіп өтпесе, V кр.рев шартты
                        (m б х )се ),
түрде кабылданса, онда жылдамдық мәні $=0,05 болады. Бұл жерде (m б х ) оіб - түрлі ұшу жылдамдықтары (М саны) кезінде конструкцияның cepпінділігі ескерілген көлденең басқару органдарының тиімділік коэффициенті, а(m б х ) оіб - серпінділік ескерілмейді. Осындай түрде бойлық және жолмен басқару органдары peвepciнiң шартты критикалық жылдамдығының шамасы айқындалады.

      275. "Ұшақ - СБЖ" жүйесінің аэросерпінділік ауытқуы.
      Ұшақтың барлық ұшу массасының диапазонында және барлық биіктіктер мен жылдамдықтарда V maxmax дейін кемінде 3,0 ажыраған контурдың жиілік сипаттамасының годограф модулі бойынша және кемінде 90 о фаза бойынша»"ұшақ СБЖ"»жүйесінің аэросерпінді орнықтылығының қоры қамтамасыз етілуге тиіс. Егер модуль бойынша немесе фаза бойынша қор көрсеткендерден аз болса,»"ұшақ - СБЖ" жүйесінің аэросерпінді ауытқуларынан ұшу қауіпсіздігі ұшу сынақтарымен расталуға тиіс.

      276. Шимми.
      ВПП бойынша ұшақтың массалары мен жылдамдықтарының барлық диапазонында ұшу және отырғызу кезінде шасси дөңгелектерінде шиммидің болмауы қамтамасыз етілуге тиіс.
      Шиммидің жоқтығы есептермен және жылжымалы таянышы бар қауғада шасси тіректерін сынаумен расталуға тиіс. Егер есептермен немесе арнайы өлшемдермен ұшу сынақтары процесінде шиммидің қауіпсіздігі сенімді түрде дәлелденсе, Дайындаушының шешімі бойынша сынақ жүргізбеуге рұқсат етіледі.

43. Әуе винтінің флаттері

      277.»Классикалық флаттер.
      "Классикалық" флаттерден әуе винтінің қауіпсіздігін қамтамасыз ету үшін барлық ұшу режимдерінде 20%, қарағанда кемінде
V mахmax асатын жылдамдықта және 20% қарағанда барынша рұқсат ететін шамадан асатын винттің айналу жиiлiгiндe флаттер туындамауы қажет.
      Осы талаптарды орындау аэродинамикалық құбырда осындай модельді есептеумен немесе динамикалық сынаумен расталуға тиіс.
      Ескерту.
      Металл қалақтары бар қарапайым құрастырылған әуе винттері үшін "классикалық" флаттерден қауіпсіздікті растау талап етілмейді.

      278. "Жыртатын" флаттер.
      Бip жерде жұмыс icтеген кезде "жыртатын" флаттерден әуе винтінің қауіпсіздігін қамтамасыз ету үшін Л < 1,37 шарты орындалуға тиіс.
      мұнда
Л= 0.8      __________
   b 0.8 p ed \/1-0.64 М 2 .
      Бұл жерде
      b 0.8 = b 0,8 -r= 0,8 қимасында қалақтың салыстырмалы ені;
      r= r   - салыстырмалы радиус;
         R
      p ed = p ed
            w a    - қ алақтың бірінші айналу тербелісі тонының салыстырмалы жиілігі;
      М = w a R
            a - М қалақ соңындағы саны, R - винттің радиусы, w в - винттің бұрыштық жылдамдығы, а - дыбыс жылдамдығы.
      "Жыртатын" флаттерден әуе винтінің қауіпсіздігі:
      тұғырықты жағдайда винттің осындай моделін динамикалық сынау;
      заттай винтті зауыттық тұғырықты және ұшу сынағы жолымен тексеріледі.
      Осы сынақтардың нәтижeлepiн талдау негізінде Л рұқсат  етілген шамаға қойылатын талаптар нақтылануы мүмкін.

44. Температуралық беріктікке қойылатын талаптар

      279. Қозғалтқыштың қандай да бip елеулі температуралық ықпалына ұшырайтын ӘК-нің конструкция элементтерінің беріктігі бұл ықпалдардың әсерін ескере отырып тексерілуі тиіс. Қозғалтқыш ағыны шығысымен жанасатын ӘК конструкциясы панелдерінің беріктігі бұл ағындардың жүктеме шамасына әсерін ескере отырып, сондай-ақ ол туындатқан температура әсерін ескере отырып, айқындалуы тиіс.

45. Статикалық сынақтарға қойылатын талаптар

      280. Жалпы нұсқаулар. Тәжірибелі және сериялы ұшақтарды арнайы бағдарламамен статистикалық сынақтардан өткізу керек.

      281. Сынақ бағдарламасына 28-41 тарауларда жазылған берікттікке қойылатын талаптарда көзделген және ұшақтың негізгі бөліктері үшін есептелетін жүктелу оқиғалары, сондай-ақ беріктікті есептеу сенімді шешім бермейтін ұшақ конструкциясының барлық бөліктері мен элементтерінің сынағы қосылуға тиіс.

      282. Статикалық сынақ процесінде 67%-ға дейін есептік жүктеме тиелген кезінде ұшақ конструкциясының кернеулі жай-күйін тексеру үшін жеткілікті көлемде мұқият тензометрия жүргізілуге тиіс.

      283. Ұшақ бөліктерін статикалық сынау, әдетте есептік жүктеменің 100%-на дейін немесе қиратылғанға дейін жүргізілуге тиіс. Қиратылғанға дейін сынақ өтетін жүктелу оқиғалары есептеу және ұшақтың түрлі бөліктеріне статикалык сынақ жүргізу кезектілігінің орындылығы ескерілген жобалау тәжірибесінің негізінде таңдап алынады.
      100 % есептік жүктеме кезінде жекелеген элементтердегі кернеу қирауға жақын бірнеше eceптік оқиғаларда статикалық сынақ кезінде ұшақтың қандай да бip бөліктерін тексеру қажет болған кезде есептік оқиғалардың біреуінде жүктемені 100%-ға дейін, ал қалғандарында 90-80% eceптік жүктемеге жеткізу керек. Бұл ретте, сынақ 80%-ға дейін есептік жүктемемен жүргізілгенде кернеулік жай-күй 67% eceптік жүктемеден асатын жүктеме кезінде тензометрия жолымен тексерілуге тиic.

      284. Жоғары температураның елеулі әсерін есептеу көрсететін ұшақ үшін конструкцияның панельдері мен элементтерінің беріктігі қыздырып та, қыздырмай да статикалық сынақпен тексерілуге тиіс.

46. Сынақтарды өткізу шарттары

      285. Статикалық сынақ өткізу кезінде таратылған жүктемемен қаптаманы және барлық алмалы-салмалы элементтерді: люктің қақпақтары мен жармасын, жатықтар мен басқаларын жүктеу қажет.

      286. Сынақ басталар алдында ұшақтың барлық бөліктерінің үсті мұқият тексерілуге және жапырылған, қатпаршақ және кедір-бұдыр түріндегі барлық өндірістік ақаулар белгіленуге тиіс.

      287. Сынақтан өткізілетін конструкцияны алдын ала тартудан кейін (40-50 % есептік жүктемеге дейін) есептік (қирататын) жүктемеден 67%-ға дейін жүк тиеп, содан кейін бастапқы күйге дейін жеңілдету керек.
      67% eceптік жүктемеге тең жүк алынғаннан кейін, конструкцияның күшке түсетін элементтерінде көзге көрінетін қалдық деформациялар болмауы тиic. Конструкцияға кейіннен жүк салуды осы жағдай үшін бағдарламада көрсетілген жүк салуға дейін жүргізуге керек. Конструкцияға 90% - дейін барынша аз жүк тиеген кезде кейбір жерлерде ұшақтың қирауына әкеп соқтыратын әуе ағыны болған кезде бұзушылықтар болмауға тиіс.
      Ескерту: Егер статикалық сынақ кезінде деформациялар байқалған жүк тиеуге сай келетін режимдер жүргізілген ұшу сынақтары кезінде ұшақтың осы бөлігінде қандай да бip деформацияның жоқтығы дәлелденсе, статикалық сынақ кезінде алынған қалдық деформацияларды ұшақтың беріктігін бағалау кезінде назарға алмауға болады.

      288. Дайындаушы таңдап алған және сынақ бағдарламасында көрсетілген жүк тиеу жағдайы (жағдайлары) үшін пайдаланушылық жүктеме кезінде басқару жүйелерінде олардың жұмыс icтеп тұрған кезінде қажалудың жоқтығы тексеріледі.

      289. Тәжірибедегі ұшақтарды сынау кезінде және сериялы ұшақтарды бірінші сынау кезінде сынақ процесінде орын алған барлық бұзушылықтарға толық талдау жасалуға тиіс және бұзылған жерлердегі материалдардың қасиеттері сызбаларда көрсетілген кондициондық және геометриялық мөлшермен салыстырулар ескеріле отырып, конструкцияның беріктігінің жеткіліктігі туралы немесе конструкцияға немесе әзірлеу технологиясында өзгepicтep енгізу қажеттігі немесе ләзімдігі туралы қорытынды жасалуға тиic.
      Сериялы өнімдерді бақылаудағы сынақтан өткізу кезінде 100 % есептік жүктемеден үлкен немесе тең жүк тиеу кезінде бұзушылықтың себебін талдауды жүргізбеуге рұқсат етіледі.

47. Ұшу сынақтарына қойылатын талаптар

      290. Ұшу сынақтары осы үлгідегі РЛЭ ұшағына рұқсат етілген режимде ұшу қауіпсіздігінің беріктік шарттарын растау мақсатында өткізіледі. Көрсетілген мақсат:
      ұшу кезінде күтілетін пайдалану жағдайында ұшақ конструкциясы мен оның жекелеген бөліктерінде жүктелудің заңдылығы мен ерекшеліктерін зерттеумен, зертханада сынау кезінде де қабылданған есептермен салыстыру арқылы және қажет жағдайда ұшу сынақтары материалдарының негізінде соңғысына түзетулер енгізу арқылы;
      шекті режимге қол жеткізе отырып, ұшуды орындау арқылы;
      қажет кезде флаттерден, реверстен, дивергенциядан, ұшақтың АБЖ-мен аэросерпінді орнықтылығын жоғалтудан қayiпciздiктi зерттеу бойынша, сондай-ақ белсенді басқару жүйесінің тиімділігін жүктелумен және серпінді тербелістердің (егер мұндай жүйе ұшақта орнатылса) демпфирленуін анықтау бойынша арнайы ұшу сынақтарын жүргізу арқылы;
      ұшақты пайдаланудың барлық режимінде жүктелудің қайталануын зерттеу арқылы қол жеткізуге тиіс.

      291. Ұшу сынақтарының режимі оған қол жеткізу үшін ұшқыштың қатты күш салуынсыз және ерекше пилот жасау шеберлігінсіз осы режимге қол жеткізу мүмкін болмайтын беріктік және аэродинамика шарттары немесе конструкциялық ерекшеліктері бойынша шектеулер кедергі жасамайтындай тағайындалуға тиіс.

      292. Ұшу сынақтарының нәтижелерінің негізінде, қажет болған жағдайда, РЛЭ-гe тиісті өзгерістер мен толықтырулар енгізіледі.

      293. Жердегі және ұшу жағдайында әуе винті конструкциясының элементтеріне әсер ететін жүктемелер (кернеулер) өлшенуге тиіс. Тензометрлеуді барлық режимдерде орындау керек. Осы сынақ кезінде тензодатчиктерді орналастыру сызбасы тұғырықты сынақтар кезінде әуе винтін есептеу және тензометрлеу нәтижелерінің негізінде айқындалуға тиіс. Өлшеу әдістемесі (тензометрленетін винттердің саны, жазбаның ұзақтығы, ұшу саны және басқалары) әуе винті элементтерінің кернеулік жай-күйінің деңгейі туралы және әсер ететін жүктеменің (кернеудің) қайталануы туралы шынайы аппарат алуды қамтамасыз етуге тиіс. Жүктемелерді (кернеулерді) өлшеуде алынған нәтижелер тиісті жүктеу жағдайларында берілетін шарттарға келтірілуі керек.

48. Конструкцияның тозу беріктігінің шарттары бойынша ұшу қауіпсіздігін қамтамасыз етуге қойылатын талаптар

      294. Ұшақ конструкциясы пайдалануда қайталанатын жүктеме мен температураның әсерімен апаттың ахуалға тікелей әкелуі мүмкін белгілі бір оның зақымдалатын уақыты (тағайындалған ресурс) ішінде барынша мүлтіксіз болуға тиіс.
      Ұшақтың тиісті конструкциясын жасаумен қатар, осы талаптарды қанағаттандыру өндірістік-технологиялық әзірлеу және жөндеу процестерімен, техникалық қызметтермен және белгіленген ережелерді әpi шарттарды сақтаумен қамтамасыз етілуге және есептеу нәтижелерімен, нақты пайдалану шарттарын, соның ішінде әсер ететін жүктемелерді зерттеумен, төзімділігі мен өміршеңдігін (зақымдану қауіпсіздігін) зертханада сынау нәтижелерімен және осы үлгідегі ұшақтарды және (немесе) осыған ұқсас үлгідегі ұшақтарды пайдалану тәжірибесімен расталуға тиіс.
      Ресурстарды анықтаған кезде конструкцияның тозу әcepi мен температураның, коррозияның, сондай-ақ уақытпен, пайдалану және сақтау шарттарымен байланысты конструкцияға тән басқа да өзгерістердің әсерінен туындайтын конструкцияның беріктік қасиетінің азаю мүмкіндігі ескерілуге тиic. Пайдалану процесінде конструкцияның қажу беріктігінің төмендеуіне (коррозия, тозу, кездейсоқ механикалық зақымдалулар) әкелетін бақылаудағы факторлардың анықталуын қамтамасыз ететін конструкцияның жай-күйін жиі-жиі бақылау жүзеге асырылуға тиic.

      295. Ұшақ конструкциясының ресурсы конструкциялық элементтердің ресурсы бойынша анықталады. Оның қирауы немесе зақымдарының пайда болуы апаттық ахуалға тікелей әкеп соқтыруы мүмкін. Ұшу қayiпciздiгiнe тікелей қауіп төндірмейтін конструкция элементтерінде бұзушылықтар немесе зақымдар барлық конструкцияда ресурстарды орнату кезінде назарға алмауға болады.
      Егер пайдалану процесінде ауыстырылуы мүмкін конструкцияның жекелеген элементтері үшін өз ресурсы болса, конструкция үшін жалпы ресурстарды осы элементтердің ресурстарын ескермей орнату керек.

      296. Есептер мен тәжірибенің негізінде орнатылатын конструкция орнының қажу беріктігі бойынша қауіпті ұшақтың жеткілікті төзімділігін қамтамасыз ету жобалау сатысында-ақ (талап етілетін ресурс ескеріле отырып) көзделуге тиіс. Бұл ретте тиісті материалды таңдауға, конструкцияның жалпы кернеулігіне, кернеу концентрациясын барынша азайту мүмкіндігіне, конструкцияның элементтерін әзірлеу және оларды жинау технологиясының ұтымдылығына, дайындалатын өнімнің сапасын бақылау жүйесінің сенімділігіне , сондай-ақ тиісті сындарлы-технологиялық ic-шараларды пайдалану негізінде төзімділікті барынша арттыруға назар аударылуы тиic.
      Ic-шаралардың тиімділігі жекелеген сындарлы элементтердің (түйіндер, жапсарлар, панельдер, бөліктер және басқалар) төзімділігін зертханада сынаумен тексерілуге тиic.

      297. Ұшақты жобалау кезінде негізгі қуатты конструкцияның өміршеңдігін (қауіпсіз бүліну) қамтамасыз ететін шаралар көзделуі тиіс, атап айтқанда:
      мүмкіндігінше ұшақты пайдалану процесінде, әсіресе кернеу концентрациясы жоғары жерлерде және қажу бүлінулері туындауы ықтимал аймақтарда конструкцияның қуатты негізгі элементтерін тексеру немесе аспап арқылы бақылаудан өткізу жағдайы қамтамасыз етілуге тиіс;
      тексеру (аспап арқылы бақылау) кезінде қалдық беріктік пен конструкцияның қаттылығы бүлінуді біртіндеп тапқан сәтке дейін ұшақты пайдалану қауіпсіздігі жеткілікті болу үшін ықтимал қажу бүлінулерінің барынша баяу даму мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс;
      Пайдалану процесінде тексеру (аспап арқылы бақылау) үшін қол жетпейтін не қажу бүлінулерінің тиімсіз жоғары даму жылдамдығымен сипатталатын конструкцияның орындары үшін, сондай-ақ қажу бүліну қауіпті әуесерпінді құбылыстарға (флаттер, дивергенция және т.б.) әкеп соқтыруы мүмкін орындар үшін.

      298. Жобалау процесіндегі жұмыс нәтижелері бойынша ұшақпен конструкцияның қажу беріктігін eceптік бағалау және қажу беріктігі пайда болу мүмкіндігін болжау негізінде талап етілетін ресурсты өңдеу мен шарттарына (ic-шараларына) талдау жүргізілуге тиic.

      299. Қажу беріктігінің шарттары бойынша конструкцияның қауіпсіздігі ұшақты пайдаланудың мынадай кезеңдерінде расталады:

      1) бастапқы тағайындалған ресурсты орнату кезінде тұрақты пайдалануды бастар алдында;

      2) бұрын орнатылған ресурсты әзірлеу шамасы бойынша пайдалану процесінде; бұл ретте конструкцияның жүктелу шарттары мен оның қажу беріктігінің сипаттамасы туралы шынайы мәліметтерді арттыру, пайдалану шарттарын анықтауды талдау және есептеу негізінде және пайдалану тәжірибесінің жинақталуына қарай тағайындалған ресурстың (ресурсқа дейін есептен шығарғанға дейін) ұлғайтылған мәнін біртіндеп (кезең-кезеңмен) орнату жүргізіледі.
      Бастапқы тағайындалған ресурстың және есептен шығарылғанға дейін ресурстың мәні күтілетін пайдалану жағдайында көрсетілгендерге сәйкес келуге тиіс.

      300. Тағайындалған ресурстарды орнатудың барлық кезеңіндегі жұмыстың нәтижелері бойынша Орындаушы мен Тапсырысшы белгіленген тәртіппен пайдалану және жөндеу құжаттамасына тиісті нұскаулар мен ұсынымдар енгізуге міндетті.

      301. Негізгі ұғымдар:
      ресурс - пайдаланудың басынан немесе оның пайдалануды тоқтатқанға дейінгі немесе тоқтатқаннан кейінгі жөндеуден соң жаңғыртылуының жұмыс icтeуi;
      жұмыс icтeуi - ұшу кезіндегі сағаттарда, ұшулар/қонулар санында немесе басқа бірліктерде көрсетілетін ұшақты ұшуда және жердегі жағдайларда пайдалану ұзақтығы;
      шектік жағдайы - оның одан әpi пайдаланылуы қауіпсіздік талаптарының бұзылуынан немесе белгіленген шектердегі өлшемдердің, өзгеруінен немесе пайдалану тиімділігін жол берілгеннен төмен азайтудан тоқтатылуы мүмкін конструкцияның жағдайы;
      тағайындалған ресурс - қол жеткізген кезде пайдалану оның жағдайына қатыссыз тоқтатылуы тиіс ұшақтың суммарлық жұмыс істеуі;
      есептен шығарғанға дейінгі ресурс - шектік жағдаймен пысықталған пайдаланудың басынан оны есептен шығарғанға дейінгі ұшақтың ресурсы;
      зақымдану - одан соң белгілі бip шама жүктемесіне төтеп бере алатындай мүмкіндігі сақталатын жартылай бұзылулар; тоза бастаған зақымданулар - тозудан туындаған зақымдалулар;
      тоза бастау - қасиеттерінің өзгеруіне, сызаттардың пайда болуы мен дамуына әкелетін ауыспалы жүктемелік жұмыс істеулер әрекетінде конструкцияның (элементінің, материалының) зақымданулардың біртіндеп жиналуы процесі;
      тоза бастаған беріктік (тозуға төтеп бергіштік) - тоза бастауға төтеп беретін конструкцияның (элементінің, материалының) қасиеті;
      шыдамдылығы - конструкцияның (элементінің, материалының) тоза бастаған зақымданулардың пайда болуы мен дамуына төтеп беретін қасиеті (тоза бастаған зақымданулар пайда болғанға дейінгі кезеңдегі шыдамдылық, тоза бастаған зақымданулар дамыған кезеңдегі шыдамдылық;
      тоқтаусыз жұмыс icтeуi - конструкцияның (элементінің, материалының) зақымданулар болғанда оның ішінде тоза бастаулар) беріктігін сақтап қалу қасиеті;
      қалдық беріктік - зақымданулар бар болғандағы конструкцияның (элементінің, материалының) беріктігі;
      қауіпсіз зақымданулар - қалдық беріктігі жол берілген деңгейден төмен азайтпайтын конструкцияның зақымдануы;
      шыдамдылығына сынақтар - конструкцияға ауыспалы жүктемелерді көп мәрте қосымша беру жолымен шыдамдылықтың сандық сипаттамаларын экспериментальді айқындау;
      тоқтаусыз жұмыс icтеуінe сынақтар - жартылай зақымдалған конструкцияның қалдық беріктігін экспериментальді анықтау;
      шыдамдылық шарттары бойынша пайдалануға жіберілетін жол берілген жұмыс icтeуi - шектерінде қауіпсіздіктің (тоза бастаған зақымданулардың болуымен сипатталатын, қалдық беріктігі жол берілген деңгейден азайтатын жағдайын болдырмау) қажетті деңгейі конструкцияны арнайы қараусыз қамтамасыз етілетін жұмыс icтеуi;
      тоқтаусыз жұмыс істеуді есепке ала отырып пайдаланудағы жол берілген жұмыс icтеу - шегінде қауіпсіздіктің қажетті деңгейін қамтамасыз ету зақымданулардың болуымен сипатталатын, қалдық беріктігі жол берілген деңгейден азайтатын жағдайға бағытталған конструкцияны арнайы қарауды талап ететін жұмыс icтеу;
      тоза бастаған зақымдау - есептік тәсілмен (мысалы, тоза бастау зақымдануын суммирлеудің желілік гипотезасын пайдалана отырып) айқындалатын тоза бастау шарасының шарты.

49. Тағайындалған ресурсты белгілеу

      302. Ұшақ конструкциясының жазғы сағаттар санымен және ұшулар санымен немесе жұмыс icтeу циклдері санымен көрсетілетін тағайындалған ресурсы мыналардан аспауы тиic:
      Конструкцияның шыдамдылығы шарттары бойынша пайдалануға жол берілген жұмыс істеуді;
      не конструкцияның тоқтаусыз жұмыс icтеуін (қауіпсіз зақымдануын) есепке ала отырып пайдаланылған жол берілген жұмыс icтеу.

      303. Конструкцияның шыдамдылығы шарттары бойынша пайдалануға жол берілген жұмыс істеулерді айқындау.
      Конструкцияның шыдамдылығы шарттары бойынша пайдаланудағы жол берілген жұмыс істеу жалпы конструкцияның шыдамдылығын зертханалық сынақтардың және (немесе) шыдамдылыққа жүктеме беру шарттары бойынша және мүмкін болатын әлсіз жерлерді ұстап тұру конструкцияны жалпы сынаулар шарттарына жақындайтын нәтижелерінің негізінде айқындалады.
      Шыдамдылыққа сынақтар пайдаланудағы қаралатын конструкцияның тиісті сыртқы әсер етулерге және жүктемелерге, сыртқы әсер етулер мен ауыспалы жүктемелер жиынтығында жүргізіледі. Осындай сынақтарын жүргізу мүмкін болмағанда конструкцияға қоса берілмейтін жүктемелер және (немесе) сыртқы әсер етулер тиісті түрде бағалануы тиіс.
      Шыдамдылыққа сынақтарға мыналар тартылады.
      Қанат, оның ішінде элерондар, жабылғыштар, қанат алдылары және қанатты тетіктендіретін басқа да элементтер;
      Қанатты басқару құралдары (стабилизатор, киль, биіктік пен бағыттау рөлдері);
      Герметикалық кабинасы және оны шыныландыратын элементтері бар фюзеляж;
      шасси, оның ішінде дөңгелек және тежегіш;
      Ұшақты басқару жүйесі;
      қозғалтқыштар астындағы қондырғы.
      Ескерту: 1. Шыдамдылыққа сынақтарға конструкцияның сонымен қатар басқа да бөліктері, негізгі қуатты схемасына кipeтін агрегаттар мен құрылғылар, егер олардың ұшудағы немесе жердегі қозғалысы кезіндегі бұзылулары тікелей ұшу қауіпсіздігіне қауіп төндіретін болса, тартылуы тиіс.
 

      2. Конструктивтік элементтердің (панелдердің, тораптардың және т.с.) сынақтарының нәтижелерін есепке алатын оңтайлы есептік-экспериментальдік әдістермен шыдамдылық сипаттамаларын айқындау кезінде осы әдістер түзету коэффициентінің ауқымды факторды және натурлық конструкцияның және үлгінің жүктемелі-бұзушылық жағдайына сәйкес дәрежесін есепке ала отырып айқындалатын мәңгіліктілігіне негізделген шамадан тұруы тиіс.
 

      3. Шыдамдылық сынақтарына статикалық сынақтардан өткен конструкциялар жіберілмейді.
      Шыдамдылық сынақтарының бағдарламасы ауыспалы жүктемелер шамасының және жүктеме беру циклдерінің санының үйлесімі ресурсқа әсер eтуі мүмкін пайдалану жағдайында орын алған жүктеме берудің барлық режимдерін бейнелеуі тиіс.
      Егер сынақтар бағдарламасы жүктеме сатыларының шектелген санымен конструкциялардың жүктеме беруін көздейтін болса, онда таңдалынған сатылар сипаттамалары тоза бастаған зақымданудың барынша үлкен үлесін енгізетін жүктемелер режиміне мүмкіндігінше жақын сәйкес болуы тиіс.
      Бұл ретте тиісті есеппен конструкциялар орындарының тоза бастаған беріктігі бойынша қауіпті орындар үшін сынақтар және пайдалану кезіндегі жүктемелер арасында тоза бастаған зақымдану даму кезеңіндегі мәннен тоза бастаған зақымдану туындағанға дейінгі кезеңдегі шамалардың мүмкін болатын айырмаларын, сондай-ақ пайдалану шарттарының мүмкін болатын шашыраңқы өлшемдерін есепке ала отырып баламалар айқындалуы тиіс.
      Ескерту . Сынақтар мен шамалар баламалары пайдалану тәжірибесінің және шыдамдылық зертханалық сынақтары нәтижелерін салыстырмалық талдауының және ұшақтар паркінің техникалық жағдайы бойынша деректердің негізінде нақтылауға тартылуы тиіс.
      Шыдамдылыққа сынақтар бағдарламасы мыналарға негізделуі тиіс:
 

      1) буксирлеу режимін, ұшуға рулмен бағыттауды, жерде қозғалтқыштарды байқап көруді, жүгіруді, биіктік жиынын, крейсерлік режимдегі ұшуды, төмендетуді, қонуға кірісуді, жүгіруді және тұраққа қарай бұруды, олардың ұзақтығын (созылуын) және көрсетілген режимдердің әрқайсысын сипаттайтын басқа өлшемдер жиынын есепке ала отырып қоса алғанда үлгілік ұшулар (немесе оларды жүзеге асырудың бірлескен қатыстық үлестерімен үлгілік ұшулар жиыны);
 

      2) ұшудың әрбір биіктіктерін және ұшақты пайдаланудың тиісті трассаларының әртүрлі географиялық аудандарын есепке ала отырып атмосфералық турбуленттілікке әсер етуден туындаған жүктемелердің қайталануы;
 

      3) осы үлгідегі ұшақты пайдалану шарттарымен және ережелерімен байланысты маневрлік жүктемелердің қайталануы;
 

      4) повторяемости нагрузок при посадке, при работе двигателей и при движении по земле (буксировка, руление, разбег, пробег);
 

      5) қанат тетіктері құралдарын және ұшақты ауада және жерде тежеудің әртүрлі тәсілдерін пайдалану кезінде, сондай-ақ әртүрлі тектегі автоматикалық құрылғыларды қолдану мен ұшыру кезінде жүктемелердің қайталануы;
 

      6) қалыпты пайдалану процесіндегі және жөндеуден кейінгі ондағы ауаны сығулар кезінде герметикалық кабинадағы артық қысымның қайталануы.
      Ескерту. 1. Жалпы конструкцияны немесе оның жекелеген бөліктерін сынаулар бағдарламасы, сонымен қатар мынадай түрдегі жүктемелерді есепке алуы тиіс: винт ағынынан немесе реактивті қозғалтқыштан, аэросерпінді қысымнан жоғары жиілікті жүктемелер, конструкцияны біркелкі емес қыздырудан жүктемелер, дөңгелектердің жайсыздығынан жүктемелер және басқалары, егер де жүргізілген талдаудың немесе қолда бар тәжірибе негізінде осы жүктемелер қарастырылатын конструкцияның ресурсына әсер eтуі мүмкін болса.
 

      2. Қуатты конструкцияның жылжымалы элементтерінің шыдамдылығына сынақтар кезінде (шығару және шассиді, жабылғыштарды және басқаларын жинау жүйесі) егер жүргізілген талдаудың немесе қолда бар тәжірибенің негізінде тең бөлінулерде тозу мен тот басудың әсерін, осы әсер елеулі болуы мүмкін екендігі белгіленсе қозғалыстың кинематикасымен байланысты жүктемеліліктің өзгерістерін есепке алу мақсатында ауыспалы жүктемелер мен қозғалыстардың қажетті үйлесімі жүзеге асырылуы тиіс.
      Бip бағдарлама бойынша бірегей конструкцияның зертханалық сынақтары кезінде алынған шыдамдылықтың тиісті сипаттамаларына пайдалануға жіберілетін жүктеме сынақтар циклдерінің (блоктарының) n орташа санының суммарлық коэффициентімен айқындалады.
      Ескерту: әртүрлі бағдарламалар бойынша сынақтар нәтижелері болған кезде бірыңғай бағдарламаға тиісті қайта есептеуден кейін пайдалануға жол беріледі.
      Сенімділіктің n суммарлық коэффицентінің шамасы мынадай айқындалады:
n=n 1 n 2 n 3 n 4
      Осы шығармаға кіретін коэффициенттер саны төменде келтірілген нұсқамаларға сәйкес қолданылады.
      Сынақтар бағдарламасы құрылымының пайдаланудағы нақты жүктемелер сипаттамасының шыдамдылығына сәйкестігі деңгейін есепке алатын n 1 коэффициентінің шамасы мыналарға тең қабылданады:
      n 1 =l,0 сынақтар бағдарламасы кезінде олардың шамасы бойынша да, сол сияқты олардың әрекетінің бірізділігі бойынша да пайдалануда қайталанатын жүктемелердің жиынтығын бейнелейтіндер жеткілікті түрде толық кездеседі;
      n 2 =1,5, пайдалануда қайталанатын жүктемелер жиынтығы бұл ретте тиісті есептік әдістерді пайдалану арқылы жүктемелердің тұрақты амплитудасымен шартты циклдердің сынақтар бағдарламасында бірізділікке кетірілуі.
      Ескерту . Егер тұрақты амплитудасы бар жүктемелер циклі оның тоза бастаған зақымдануын айқындайтын конструкцияның сипатты жүктеме алуын барынша көрсететін болса n 1 коэффициентінің шамасы тиісті негіздеме болғанда 1<n 1 <1,5 диапазонында қабылдануы мүмкін.
      Бұзу қаупінің деңгейінің есепке алатын коэффициент шамасы:
n 2 =1 тең қабылданады, егер сынақтар және (немесе) есеппен тоза бастаған өзінің бастапқы дамуында тоза бастаған зақымдану ұшудан кейінгі тексеру кезінде және (немесе) техникалық қызмет көрсетудің барынша аз кезеңдігіндегі регламенттерді жүргізу кезінде тиімді табылуы мүмкін екендігін көрсетсе.
      n 2 = 1,2 барлық қалған жағдайларда.
      n 3 коэффициентінің ұшақта қолданылатын жүктемелердің қайталануы туралы деректерді есепке алатын шамасы мыналарға тең қолданылады:
      n 3 = 1,0, пайдалану салыстырмалы үлкен кезеңі үшін ұшақтың осы түрінде алынған (немесе қарастырылатынға жақын өлшемдері бар ұшақтың атмосфералық турбуленттілігінің сипаттамалары үшін) және пайдаланудың ерекшеліктерімен, географиялық шарттарымен, трассаның ұзартылуымен және т.б. байланысты жүктемеленудегі мүмкін болатын айырмашылықтар есепке алынған жүктемелердің қайталануы туралы тиімді экспериментальдік материалдар пайдаланылса.
      n 3 =1,5, егер ұшақтардың жекелеген топтарының немесе даналарының жүктемеленудегі мүмкін болатын айырмашылықтарының талдауынсыз жүктемелердің қайталануы туралы орташаландырылған экспериментальдік материалдар пайдаланылса.
      Ескерту. Жүктемеленудегі мүмкін болатын айырмашылықтар деңгейіне қатысты n 3 арнайы талдаудың нәтижeлepi бойынша 1<n 3 <1,5 диапазонында қабылдануы мүмкін.
      n 3 =2, егер оңтайлы есептік әдіс негізінде алынған жүктемелердің қайталануы туралы материалдар пайдаланылса.
      Ескерту. Жүктемелердің қайталануының оның асыра көтерілген мәнінде бағалау тәсілін пайдалану кезінде коэффициент шамасы n 3 =1. шамасына дейін төмендеуі мүмкін.
      Шыдамдылықтың қасиеттерінің азаюын есепке алатын n 4 , коэффициентінің шамасы сыналған бірдей конструкцияның санына қатысты 3-кестеге сәйкес қабылданады.
      1-ескерту. 1. Шыдамдылыққа сынау кезінде оң және сол конструктивтік элементтер бірдей болып есептеледі.
      2-ескерту. Егер сынақтар кезінде N max циклдердің (блоктардың) барынша саны бірдей жағдайда қол жеткізу кезінде N min минимальдігіне қатынасы (тоза бастаған зақымдануды тапқанға дейін белгілі бip шамаға зақымданудың туындауына дейін, жекелеген конструктивтік элементтердің толық немесе жекелей бұзылуына дейін) 4-кестеде келтірілген мәннен аспаса, сынақталатын конструкциялардың саны ұлғайтылуы тиіс. Конструкциялар санын ұлғайту мүмкін болмағанда, сондай-ақ олардың санының алтыдан жоғары ұлғайту қажет болғанда n 4 коэффициентін орналастыру арнайы талдау нәтижелері бойынша жүргізіледі.
      3-ескерту. Егер бірдей конструктивтік элементтер бірдейлік жағдайға дейін келтірілмеген болса (тоза бастаған зақымдану пайда болғанға дейін, шаманы айқындаудың зақымдануы туындағанға дейін, жекелеген конструктивтік элементтерінің толық немесе жартылай бұзылуларына дейін) циклдердің (блоктардың) орташа санын айқындау және 4.3-кестеге сәйкес коэффицентті таңдау арнайы талдау нәтижелері бойынша жүргізілуі тиіс.
 
3-кесте

      Үлгілер саны  1      2      3      4      5      6
      n 4              5,0   4,0    3,5    3,2    3,1     3
 
4-кесте

      Кестелер саны       2      3      4      5      6
      N max / N min            1,4    1,7    1,9     2,1    2,3

      Егер шыдамдылығына сынақтар кезінде қандай да бip конструктивтік элемент бұзылса немесе зақымданса, онда оны жаңамен ауыстыруға немесе зақымдалған жеріне жөндеу жүргізуге тура келеді; зақымдану табылғаннан кейін ауыстырғанға (жөндеуге) дейін зақымданудың даму деңгейін айқындауға дейін жүктемелендіруді жүргізу ұсынылады. Сынақтар конструкцияның басқа бұзылған жерлерін табу және жөндеу тиімділігін тексеру үшін жалғастырылуы тиіс. Бұл ретте ауыстырылған немесе жөнделген конструктивтік элементтің жұмыс icтеуi оның сынақтарының басынан бастап, ал қалған конструкциялар - сынақтардың суммарлық көлемі бойынша есептеледі.
      Ескерту. Егер ауыстыру немесе жөндеу қалған конструкциялардың элементтеріндегі жүктемелі жағдайдың елеулі өзгерістерін туғызса, бұл өзгерістер эквиваленттердің шамаларын нақтылауға сәйкес есепке алынатын болады. Мұндай есеп мүмкін болмағанда немесе тиімсіз болғанда осындай элементтердің одан әpi сынақтары есептелмеген ретінде танылады.
 

      304. Конструкцияның тоқтаусыз жұмыс icтеуін (қауіпсіз зақымдануын) есепке ала отырып пайдаланудағы жол берілген жұмыс істеуді айқындау.
      Тоқтаусыз жұмыс icтеуін (қауіпсіз зақымдануын) есепке ала отырып пайдаланудағы жол берілген жұмыс icтеуді айқындау конструкцияның шыдамдылық есептеріне сәйкес келетін жалпы шыдамдылығы мен тоқтаусыз жұмыс істеуіне зертханалық сынақтардың, сондай-ақ жүктеме беру және бекіту шарттары бойынша конструкцияны жалпы сынақтарының шарттарына жақындайтын тоқтаусыз жұмыс icтеуге зертханалық сынақтар негізінде айқындалады.
      Тоқтаусыз жұмыс icтеуге зертханалық сынақтар (ақаудың қауіпсіздігі) оның тоза бастаған зақымдануы немесе жекелеген конструктивтік элементтердің ішінара (толық) бұзылуы мүмкін болған кезде қалдық беріктік ұшудың қауіпсіздігін қамтамасыз ету үшін қажетті шаманы сақтайтындығын растау мақсатында жүргізіледі. Тоқтаусыз жұмыс icтеуге зертханалық сынақтар кезінде пайда болған зақымдардың орны мен деңгейі конструкцияның нақты үлгісіне және конструкциялардың ұшу жарамдылығын бақылау мен пайдалануда күтілетін ауыспалы жүктемелердің әсер етуінен зақымдалулардың даму жылдамдығын есепке ала отырып, пайдалануда зақымдауларды тауып алу мүмкіндігіне байланысты айқындалады.
      Ең төменгі жол берілетін қалдық беріктік конструкцияның зақымдалмаған бөлігіне қатысты зақымданудың (бұзылудың) барынша қолайлы емес орналасуы мүмкін жағдайда Р р - зақымдалмаған конструкцияның қаралатын орнын қажетті беріктігін анықтайтын жүктемеліліктің тиісті жағдайының есептік жүктемесі болатын 0,67 Р р бастап Р р дейін диапазонында жүктемеге сәйкес келуі тиіс. Әpбip нақты жағдайдағы жүктеменің, шамасы арнайы талдаудың негізінде айқындалады.
      Фюзеляждің герметикалық бөлігі үшін мынадай жағдайлар қаралуы тиіс:
      Шамасы көрсетілген диапазоннан жоғары және р daa eca        кабинасындағы артық қысымнан қабылданатын жүктеме жағдайындағы жүктемелердің үйлесімі;
      үлгілік ұшулардың ішінен барынша қолайсыздықтарын орындау кезінде крейсерлік биіктікте көлденең ұшуда туындайтын Р y eca
=1,15 р daa eca кабинасындағы пайдаланушылық артық қысымның үйлесімі.
      Ескерту: шаманың негіздемелік сараптамалық материалдарының бар болуы кезінде n 4 сенімділік коэффициенттері тоза бастаған зақымдауды дамыту сатысы үшін 2-кecтeciндe көрсетілгендермен салыстырғанда төмендетілуі мүмкін.
      Тоза бастаған зақымдаулардың туындаған орнын болуы мүмкін өзара орналастырудың қосымша талдауы бар болған кезде техникалық жағдайы бойынша пайдалануға рұқсат берушілікті көрсететін пайдаланудағы зақымданулардың даму жылдамдығы мен оларды тауып алудың сенімділігі n=2 қарағанда аз коэффициенттің мәні ретінде ерекше қабылдануы мүмкін.
      Tөзімділік пен сақталғыштыққа зертханалық сынақтар аяқталғаннан кейін конструкцияның жағдайына толық тексеру жүргізілуі тиіс, оның ішінде сынақ процесінде табылуы қиын немесе мүмкін болмайтын тоза бастаған зақымдауларды анықтау мақсатында ажыратылмайтын қосылыстарды бөлшектеу (ажырату) арқылы, бақылаудың инструментальды әдістерін пайдалану арқылы.
 

      305. Алғашқы тағайындалған ресурсты белгілеу.
      Бастапқы тағайындалған ресурсты орнату сәтіне қанағаттанарлық нәтижелерімен жүргізілген ұшақтың төзімділігіне арналған зертханалық сынақтардың көлемі есептен шығарғанға дейін кемінде бip реттік ресурсқа (сенімділіктің коэффициентінсіз) сәйкес келуі керек.
      Ұшақты болжанып отырған пайдалану жағдайларында жүктеменің шамасы және олардың қайталанушылығы ұқсас типтегі ұшақтар бойынша материалдар, пайдалану жағдайындағы болжам нәтижелері, жүргізілген ұшу сынақтары мен есеп айырысулар процесінде жүктемелерді өлшеу бойынша деректер негізінде айқындалады.
 

      306. Тағайындалған ресурстардың ұлғайтылған мәндерін белгілеу.
      Тағайындалған ресурс ретімен (кезең бойынша) мыналардың:
      ұшақтар паркін пайдаланудың сипаты мен жағдайын нақтылау;
      арнайы ұшу сынақтарының нәтижелері бойынша ұшақ агрегаттарының жүктемелігін қажет болған кезде нақтылау;
      осы типтегі ұшақтың ұшу кезіндегі ауырлық орталығында жүктемеліктің қайталанушылығы бойынша статистиканы жинақтау;
      нәтижелердің, қажет болған жағдайда төзімділік пен сақталғыштыққа (зақымданулардың қауіпсіздігі) қосымша зертханалық сынақтар, оның ішінде пайдаланудағы нобайы бар конструкциялардың;
      осы типтегі ұшақтардың пайдалану тәжірибелері негізінде бастапқы немесе кезекті тағайындалған ресурсты әзірлеу шамасына қарай ұлғаяды.
      Тағайындалған ресурстар шегіндегі пайдаланудың қауіпсіздігі барлық парктің және ұшақтардың бастапқы рейстерінің топтарының тәжірибесімен бақылануы тиіс. Бас топтардың ұшақтары ретінде нобайы бойынша қалған парктен барынша асып түсетін ұшақтар тағайындалуы  тиіс. Бас ұшақтардың саны мен топтарының құрамы әpбip ұшақтың типі үшін нақты белгіленуі тиіс.
      Бас топтың әpбip ұшағында жоғары көлемде және үздіксіз оны пайдаланудың шарттарын есепке алу жүргізілуі тиіс, сондай-ақ штаттық базада және олар орнатылған жағдайда арнайы құралдардың жүктемелік жағдайы белгіленуі тиіс.
      Бас топтардың ұшақтарында бірінші кезекте техникалық жағдайды бағалаудың барынша тиімді әдістері, оның ішінде конструкциялардың тұтастығының бұзылмайтын бақылауының жаңашыл құралдары пайдалануы тиіс.
      Ұлғайтылған тағайындалған ресурстарды тағайындаумен бip уақытта белгіленген ресурстар шегінде ұшулардың қауіпсіздігін қамтамасыз ету шарттары айқындалған және нақтыланған болуы тиіс, ал оның ішінде:
      пайдалану және жөндеу кезінде жүйелік бақылауға жататын конструкцияның орны, сондай-ақ осы ic-шаралардың мерзімдері (кезеңділігі) көрсетіле отырып, конструкцияны ауыстыру және пысықтау тізімі айқындалған болуы тиіс;
      ұшақтың пайдалану шарттарын бақылау және олардың кезекті тағайындалған pecуpcты белгілеген кезде қабылданған шарттарға сәйкестігі қамтамасыз етіледі.

50. Әуе винтін қамтамасыз ету жөніндегі қосымша нұсқаулар

      307. Жалпы нұсқаулар.
      Шыдамдылық жағдайлары бойынша әуе винтінің қауіпсіздігі винтті жобалаудың, әзірлеу мен пайдаланудың мынадай негізгі кезендерінде бағаланған болуы тиіс:
      жобалау процесінде (шыдамдылықтың перспективалық бағасы);
      зауыттың ұшу сынақтарының басталуы алдында (оларды жүргізудің қауіпсіздігін қамтамасыз ету үшін);
      зауыттық мемлекеттік және пайдалану сынақтары аяқталғаннан кейін (жаппай пайдалану үшін алғашқы тағайындалған ресурсты белгілеу);
      бұрын белгіленген тағайындалған ресурсты әзірлеу шарасы бойынша жаппай пайдалану процесінде (кезеңдер бойынша дәйекті, конструкциялардың жүктемелігі мен оның төзімділік сипаттамасы жағдайлары туралы мәліметтердің шынайылығына орай жаппай пайдалану үшін тағайындалған ресурстардың ұзартылған мәндерді белгілеу.
      Әуе винтін анықтау кезінде мынадай түрде көрінген сенімділік коэффициенттерінің жүйесін пайдаланған жөн:
      қолданыстағы жүктеменің (кернеулердің) амплитудалары көбейтілуі тиіс n о кернеулері бойынша запастары;
      төзімділікке арналған сынақтардың ең жаман нәтижелеріне сәйкес келетін ресурстың мәні бөлінуі тиіс n N =n 1 n 5 ұзақтықтың қоры.
      Төзімділік пен өлшенген жүктемелердің (кернеулердің) сипаттамаларының шашырандылығын ескеретін n о сенімділік коэффициентінің мәні 20-суретте келтірілген кесте бойынша n конструкциялары үлгілерінің төзімділікке сыналғандарының ішінен байланысты айқындалуы тиіс. n о қоры көрсетілген шамалары қаралатын конструкциялардың төзімділік сипаттамасын шашыраңқылық бағасының, жасаудың үлкен мәні кезінде қисық төзімділіктің өзгеру сипаттамасының және ұшу кезінде өлшенген ауыспалы жүктеменің (кернеудің) деңгейінің тұрақтылық дәрежесінің негізінде нақтылануы мүмкін. Әуе винтінің қалағы үшін осы сенімділік коэффициентінің ең аз маңызы n о =1,3 мөлшepiмeн шектеледі.
      Төзімділікке арналған сынақ бағдарламасын құрастырған кезде және ресурсты бағалаудың есептік әдістерін пайдаланған кезде дәлсіздікті есепке алатын n 1 сенімділік коэффициентінің шамасы n 1 =2,0 тең қабылдануы тиіс. Аталған n 1 сенімділік коэффициентінің шамасы бойынша да, олардың ic-әрекетінің реттілігі бойынша да жүктеменің (кернеудің) қайталанушылығын көрсететін төзімділікке арналған сынақ бағдарламаларын жүргізген жағдайда азаюы мүмкін.
      Әуе винтінің металл қалақшалары үшін бастапқы тағайындалған ресурсты орнатқан кезде пайдаланудан болған төзімділік сипатының мүмкін нашарлану мүмкіндігін ескеретін n 5 сенімділіктің қосымша коэффициенті енгізілуі тиіс. Осы сенімділік коэффициентінің шамасы қалыпты пайдалану жағдайларында n 5 =3,0 тең қабылдануы тиіс. n 5 аталған сенімділік коэффициентінің мәні пайдаланудағы және бұрынғы пайдаланудағы пысықтауға ие әуе винтінің қалақшаларының төзімділігіне арналған сынақтар бойынша салыстырмалы деректер негізінде нақтылануы мүмкін. Пысықталған құлақшалар үлгілерінің саны жердегі мен ұшудағы пайдалануда және бұл ретте туындайтын зақымданулардың үлгілік жағдайларын сипаттау үшін жеткілікті болуы тиіс.

20-сурет.
(суретті қағаз мәтіннен қараңыз)

      308. Шыдамдылықтың перспективті бағасы.
      Әуе винт шыдамдылығының перспективті бағасы есептен шығарғанға дейін ресурсы бойынша төзімділік пен берілген талаптарға сәйкес қамтамасыз етуге қатысты оның құрылымының әлеуетті мүмкіндіктерін анықтау мақсатында жобалау сатысында жүргізілуі тиіс. Жобалау сатысында әуе винтінің құрылымдық элементтерінің кернеулік жағдайын бағалау үшін жүктемені ұшудың барынша сипаттық режимдері үшін анықтаған жөн. Үлгілік ұшудың ұсынылып отырған кестесі туралы бұл ретте пайдаланылатын деректерді тапсырыс берумен келісім бойынша ұшақтың типіне және тағайындалуына байланысты таңдаған жөн.
      Әуе винті конструкциясы элементтерінің шыдамдылығына сипаттама ұқсас конструкциялардың, оның ішінде пайдалануда әзірлеумен бірге әуе винттері элементтерінің шыдамдылығына арналған сынақтардың нәтижелері бойынша жинақталған деректердің, негізінде айқындаған жөн. Жекелеген жағдайларда кернеулердің мүмкін болатын шоғырлануын есепке ала отырып, конструкцияның қаралатын элементі сияқты дәл сондай материалдан зертханалық үлгілердің шыдамдылығына арналған сынақтардың нәтижелері де пайдаланылуы мүмкін.
 

      309. Зауыттық ұшу сынақтарын жүргізудің қауіпсіздігін қамтамасыз ету.
      Жүктеменің бірлескен талдауы мен шыдамдылыққа сынақтардың нәтижелерінің негізінде зауыттық ұшу сынақтарын бастаудың мүмкіндігі туралы мәселені шешу үшін қажетті деректер алынған болуы тиіс.
      Мықтылығы бойынша материалдардан басқа бұл ретте мыналар:
      әуе винті конструкциясы элементтерінің төзімділігіне арналған сынақтардың нәтижесі.
      Ескерту. Егер әуе винттерінің немесе конструкциясы элементтерінің төзімділігі туралы конструкция бойынша да, оларды әзірлеу технологиялары бойынша да қаралатын сияқты жеткілікті ұқсас деректер бар болатын болса, мұндай сынақтар жүргізілмеуі мүмкін;
      қарқынды ұксас модельдер мен әуе винтінің стендтік сынақтарында, сондай-ақ ұқсас құрылымдағы әуе винттерін сынақтан өткізу кезінде тензометрлеу нәтижелері;
      зауыттық ұшу сынақтары бағдарламасының ерекшеліктерін есепке алатын (сынақ бағдарламаларының толық және жекелеген режимдердегі ұзақтығы, ұшудың жалпы саны және т.б.), жүктеменің (кернеудің) қайталануын бағалау жөніндегі материалдар пайдаланылуы тиic.
      Зауыттық ұшу сынақтары барысында әуе винттарын тензометрлеу жүргізілуі тиіс.
 

      310. Алғашқы тағайындалған ресурсты белгілеу.
      Әуе винтінің алғашқы тағайындалған ресурсын белгілеу мынадай деректердің:
      зауыттық ұшу сынақтары кезінде әуе винттарын тензометрлеу нәтижелерінің;
      Тапсырыс берушінің ресурстарды алғашқы тағайындау сәтінде берген материалдардың негізінде қажеттілігі жағдайында анықталған үлгілік ұшудың кестесінің;
      әуе винті конструкциясы элементтерінің төзімділігіне арналған сынақтардың нәтижесінің негізінде белгіленуі тиіс.
      Ескерту: Алғашқы тағайындалған ресурсты белгілеу үшін шыдамдылыққа әуе винтінің кемінде 10-15 қалағын сынақтан өткізу ұсынылады.
 

      311. Шыдамдылыққа сынақ әуе винті конструкциясының қаралатын элементіне қолданылатын жүктеменің жиынтықтығына жүргізілуі тиіс. Мұндай сынақтарды жүргізу мүмкін болмаған кезде сынақтар кезінде конструкцияға қолданылмайтын жүктемелердің беріктігіне әсері сенімді түрде бағалануы тиіс.
      Төзімділікке арналған сынақтар жүктемесіне қосымша сипаттама бойынша екі типті болуы тиіс:
      Бағдарламалық сынақтар (көпсатылы);
      Жүктеменің (кернеудің) тұрақты теңселу шегінде сынақтар.
 

      312. Жүктемелердің (кернеулердің) теңселу шегінің спектрін бағалау кезінде циклдің тиісті орташа жүктемелері (кернеулері) кезінде теңселу шегінің зауыттық ұшу сынақтары кезінде қаралатын режимдерде барлық өлшенгендерді ескерген жөн.
      Бастапқы тағайындалған ресурсты белгілеумен бip уақытта құлақшалардың жоғары жағдайы және әуе винтінің конструкциясының басқа элементтері үшін бақылау, оның ішінде инструментальдық бойынша ұсынымдар әзірленуі тиіс.

51. Ұшақтың конструкциясы мен жүйелері

      313. Осы Норманың 51-92 тараулар талаптары ұшақтың мынадай функционалдық:
      басқару;
      шасси;
      дөңгелектерді тежеу;
      гидравликалық және пневматикалық;
      тыныс-тіршілік (герметикалық кабиналар, кабинадағы қысымды реттеу, кондиционерлеу, оттегі жабдығы);
      мұздануға қарсы;
      ұшу ақпаратын жинау;
      атмосфералық электрден ұшақты қорғау жүйелеріне қолданылады.
      Талап сондай-ақ ұшақты апатты қорғау, конструкцияны пайдалану технологиялығына, конструкциялық материалдарға, жолаушылар кабиналары мен багаж-жүк бөлігіне қолданылады.
 

      314. Ұшақтың, оның жүйелері мен агрегаттарының конструкциясы 2-баптың жалпы талаптарына сәйкес келуі тиіс.
 

      315. Осы Норманың 51-92 тарауларында айтылған талаптар пайдаланудың күтілетін жағдайларында қамтамасыз етілуі тиіс. Бұл ретте, агрегаттардың, функционалдық жүйелердің жұмыс қабілеті ұшу кезінде және жерде ұшақты пайдалану процесінде ұшақта орын алатын сыртқы әсер етулер жағдайында қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      316. Тұрба құбыры, агрегаттар және жүйенің басқа да элементтері:
      Барлық бекіту тетіктерін нығыздау құралдарымен қамтамасыз етілуі;
      пайдалану құжаттамасына сәйкес қосылыстардың қажетті герметикалығын қамтамасыз ететін арматурамен біріктіруі тиіс.
 

      317. Тұрба құбыры өткізгіштерінің және ұшақтың функционалдық жүйелерінің олардың элементтері:
 

      1) белгіленген ресурстың осы тұрба құбыры үшін белгіленген шекте ұшақты пайдаланудың күтілетін жағдайында тұрба құбыры мен олардың элементтеріне әсер ететін жүйенің жұмыс денесінің қысымы мен пульсацияларынан, дірілінен, монтаждың және температуралық кернеуінен жүктеменің қалыпты герметикалығынан жоғалтусыз шыдауға;
 

      2) герметикалыққа, нығыздыққа (нықтауға) және беріктікке сынаққа ұшырауы тиіс.
      Олардың бас тартуы ұшу жағдайларын күрделілендіруден де нашар жағдайға алып келуі мүмкін жекелеген тұрба құбырларының және олардың элементтерінің шаршауына сынақ ұшақты нақты пайдалануда жұмыс істейтін жүктемелерге негізделуі және жүйенің жұмыс денесінен жүктемені және сыртқы жүктемені ecкеруі;
 

      3) белгіленген ресурстың шыдамдылығына расталған есеп және (немесе) сынықтар болуы;
 

      4) ұшақтың конструкциясымен, оның жылжымалы элементтерімен кепілді саңылауды қамтамасыз етуі, сондай-ақ тұрба құбырының мүмкін болатын деформациясын өтейтін элементтері болуы тиіс.
 

      318. Олардың icкe қосылуы тepic салдарларға (ерекше жағдайға) алып келуі барлық құрылғылар олардың кездейсоқ icкe қосылуынан қорғалуы тиіс.
 

      319. Дистанциялық басқару және бақылау, оларды орналастыру және жөндеу мыналарды қамтамасыз етуі тиіс:
      басқарылатын объектілердің жұмысын бақылау;
      ұшудағы басқарудың қарапайымдылығы;
      ҰПБ көзделген кез келген жұмыс режиміне функционалдық жүйенің көшу мүмкіндігі;
      сенімді жұмыс істеуі.
 

      320. Ұшақ кабиналарындағы шу экипажға зиянды әсер eтуi тиіc емес. Ұшу жағдайында экипаж мүшелерінің арасында өз орындарындағы анық сөйлесу байланысы қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      321. Электрэнергиясын тұтынатын функционалдық жүйелер немесе олардың элементтері (қабылдағыштар) талаптарға сәйкес болуы тиіс.

52. Ұшақты басқару жүйелері

      322. Осы Норманың 39, 40, 41-тарауларында ұзына, көлденең және тік осьтерге қатысты ұшақты басқару жүйелеріне, беріктік пен басқарушылықтың сипаттамаларын жақсарту, ұшақты теңгермесі жүйелеріне, сондай-ақ қанаттың механизациясын басқару жүйелеріне қойылатын талаптар жазылған.
 

      323. Басқару жүйелерінің функционалдық, статистикалық және динамикалық сипаттамаларына қойылатын жалпы талаптар. Басқару жүйесі 3-бөлімнің талаптарына сәйкес пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы ұшақтың басқарушылығы, тұрақтылығы және маневрлік сипаттамасын қамтамасыз етуі тиіс. Пайдалану шектеуінен ұшақтың қасақана шығуы немесе өздігінен шығуы кезінде (тіптен шекті шектеулерге жеткенге дейін) ҰПБ режимінде көзделген ұшақтың қайтуына кедергі келтіретін басқару жүйесі сипаттамасының мұндай нашарлауы болуы тиic емес.
 

      324. Басқару жүйесі 3-бөлімнің талаптарын орындауды, жүктемелер мен дірілдерді басқару жүйесіне әсер етуді ескере отырып, қамтамасыз ететін статикалық және динамикалық сипаттамалары болуы тиic.
 

      325. Басқару жүйесі беріктікке қатер төндіретін және (немесе) ұшып-қонуды қиындататын ұстап қалуларсыз, автотербелістерсіз және қауіпті дірілдерсіз қалыпты жұмыс істеуі тиіс.
 

      326. Фюзеляждың, қанаттардың, механикалық басқарудың қауырсындану және жүргізудің деформациясы басқару органдарын ауытқыту және олардың тиімділігі жөніндегі қордың төмендеуіне немесе пайдаланудың күтілетін жағдайларында және ic жүзінде мүмкін болмайтынға жатқызылған функционалдық бас тартулардың әсер eтуі кезінде басқару жүйесінің қысқа мерзімді ұстап қалуларын тудыратын қордың төмендеуіне алып келуі тиіс.

57. Басқару жүйесінің сенімділігі

      327. Басқару органдарындағы бас тарту кезінде, оның ішінде, қозғалтқыштар мен өзара ic-әрекет жасайтын жүйелердің, басқару жүйесінің бас тартуы кезінде 49-тараудың талаптарына сәйкес 322-тармақта тапсырылған функцияларды орындауды қамтамасыз етуі тиіс. Төменде жазылған талаптар қосымша орындалуы тиіс.
 

      328. Ерекше келісілген механикалық ұстап қалу, ажырату және бұзу типінің бас тартуларын қоспағанда, өзара ic-әрекет жасайтын жүйені қоса, баскарудың әрбip арнасында (тангаж, қисаю, бағыт) кез келген бip бас тарту қаралады. Тұрақтылықтың, басқарудың және маневрліктің сипаттамасынан осындай бip бас тартудан кейін осы қалыпты ұшу үшін 16-19 тарауларда белгіленген шектерде қалуы тиіс.
 

      329. Ic жүзінде төтенше жағдайға жатқызылмаған eкi дәйекті бас тартулардың кез келген комбинациясы қаралады. Осындай екі бас тартулардан кейін тұрақтылықтың, басқарушылықтың және маневрліктің сипаттамасының осындай нашарлауына жол беріледі, бұл ретте, басқа режимдерге қауіпсіз көшу және оны қауіпсіз аяқтауды қоса, осы режимдердегі ұшақтың ұшуын жалғастыру қамтамасыз етіледі. Бұл ретте, апаттыдан нашар жағдай туындауы тиic емес.
 

      330. Егер мұндай бас тарту ic жүзінде мүмкін eместігі көрсетілмесе, басқару жүйелерінің жылжымалы элементтерін кез келген ұстап қалу, ажырату немесе бұзу қаралады. Егер қаралатын бас тарту "ic жүзінде мүмкін емеске" қарағанда неғұрлым жиі санатқа жатқызылған жағдайда апаттыдан жаман емес жағдаят жағдайында ұшуды аяқтау мүмкіндігі сақталатынын көрсетілуі тиіс.
 

      331. Бас тартулар мен сынақтарды талдау негізінде мыналар айқындалуы тиіс:
      олардың ұшақтың қозғалысы кезінде жасайтын тұрақтылығы, басқарушылығы және наразылық білдіру сипаттамасына және басқару жүйесінің сипаттамасына бас тартулардың әсер ету деңгейі;
      бас тартуларды самғау үшін қажетті экипаждың ic-әpeкeтi;
      әpтүpлi бас тартулар кезіндегі ұшулардың қауіпсіз режимдері саласында.
 

      332. Талаптарды орындау үшін мыналар ұсынылады:
      резервтеуді қолдану, олардың кезінде мыналар қамтамасыз етіледі: функционалдық жүйені, агрегатты, элементті тәуелсіз кіші жүйелерге бөлу, ұқсас функцияларды орындайтын элементтер; кіші жүйелердің, элементтердің, агрегаттардың бөлігі бас тартқан кезде тапсырылған функцияларды жүйенің, агрегаттың, элементтің орындау қабілеті; басқару жүйесінде бас тартулардың болуы кезінде ұшу қауіпсіздігі артатын басқа режимдерге көшудің мүмкіндігі;
      ұшақ белгілеген шектеулердің асуын тудыруы мүмкін және экипаж самғауы болуы мүмкін емес басқару жүйелерінің шығуында кіші жүйелердің, агрегаттардың, наразылық білдіру элементтерінің бас тарту сәтінде туындауы мүмкіндіктерін болдырмау;
      мыналарды қамтамасыз ететін бақылау жүйесін қолдану: ұшу алдындағы тексеру уақытында бақылау жүйелерінің жай-күйін бақылау; қажеттілік кезінде - бас тартқан кіші жүйелерді, элементтерді, агрегаттарды автоматты үзу; басқару жүйелеріндегі бас тарту туралы дабыл құралдары арқылы және қауіпті бас тартулардың әсер eтуi жағдайында ұшақтың қонуы жөніндегі экипажға нұсқаулықты берудің қажеттілігі кезінде экипажды қажетті хабарландыру;
      басқару жүйелері элементтерінің, әсіресе, "жалпы нүктелер" жүйесінде құралатын элeмeнттepдiң жоғары ceнімділігін қамтамасыз ету.
 

      333. Олардың бас тартуы апаттыдан нашар жағдайға алып келуі мүмкін жылжымалы қосылыстар мен тетіктердің бөлшектері үшін тозулардың шекті шамалары айқындалуы және пайдаланудағы тозу шамасын бақылау құралдары мен әдістері көзделуі тиіс.

54. Бустерлік басқару

      334. Ұшақта бустерлік басқаруды қолдану кезінде белгіленген талаптарды орындау қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      335. Бустерліксіз басқаруға көшусіз болмай қоймайтын бустерлік басқару ұшақтарында басқару органдары күш тетіктерін қоректендіру тәуелсіз гидравликалық немесе электрлік кіші жүйелерден жүзеге асырылуы тиic.
      Кем дегенде бір кіші жүйе басқару жүйелерінің гидравликалық агрегаттарын ғана қоректендірумен қамтамасыз eтуінe ұсыным беріледі.
      Қоректендіру жүйесінің өлшемдері қоректендірудің кем дегенде кез келген екі кіші жүйесінің бас тартуы кезінде ұшақтың ұшуы мен қонуы қамтамасыз етілетіндей жолмен таңдалуы тиіс.
      Ұшақ қозғалтқыштарындағы гидравликалық және электр қоректендіру көздepiн тарату кез келген қозғалтқыштың бас тартуы кезінде қоректендіру жүйелерінің ең аз санының бас тартуын ескере отырып, орындалуы тиіс.
      Барлық қозғалтқыштардың бас тартуы кезінде ұшақты басқару талаптарға сәйкес қамтамасыз етілуі тиіс. Бұл ретте, ұшақты басқару үшін электр және (немесе) гидравликалық қоректендіру қамтамасыз етілмесе, онда қозғалтқышпен байланысты емес қоректендірудің апатты көздері қарастырылуы тиic.
 

      336. Ұшақта бустерлік жүйенің бас тартуы кезінде апатты бустерлік басқаруға көшумен болмай қоймайтын бустерлік басқаруды қолдану кезінде мыналар қамтамасыз етілуі тиіс:
      бас тартуға алып келетін ұшудың ic жүзіндегі өзгеріссіз режимінен 20 -10 с бойы сақтау;
      апатты бустерліксіз басқаруға жол беретін ұшу режиміндегі ұшақты көшіру мүмкіндігі;
      қажеттілік кезінде жетек пен жүктеме құрылғысын синхронды тоқтату;
      көшу сәтінде штурвалда және педальдарда туындайтын барынша күш-жігерлерді сенімді шектеу.
      Осы Норманың 123-тармағында керсетілген күш-жігерлерден аспайтын жұмыс істемейтін күш жетегі кезіндегі үйкеліс пен демпфированиядан штурвал мен педальдардағы күш-жігер.

55. Ұшақтың тұрақтылық, басқарушылық сипаттамаларын жақсарту және шектеулі режимдерді шектеу жүйелері

      337. Тұрақтылық пен басқарушылықтың сипаттамаларын жақсартудың және шекті режимдерді шектеудің автоматты жүйелерін ұшақта қолдану жағдайында олар талаптарға жауап беруі тиіс.
      Ұшудың қауіпсіздігі автоматты жүйелерсіз қамтамасыз етілуі мүмкін емес жағдайда бұл жүйелердің бас тартуы ic жүзіндегі ойлап болмайтын оқиғаларға жатуы тиіc.
 

      338. Басқару тетіктері мен органдарына әсер ететін шекті режимдерді шектеу жүйелерін ұшақта қолдану жағдайында бұл жүйелердің бас тартуы жағдайында оларды ұшқыштың "көшіруі" мүмкіндігі көзделуі тиіс, бұл ретте, көшіру күш-жігері Осы Норманың 121-122 тармақтар талаптарын ескере отырып таңдалуы тиіс.

56. Теңгеру жүйесі

      339. Триммерлік тетіктерді жылжыту жылдамдығы мен диапазондары, қол және автоматты теңгерме (автопилотка жатпайтын) жүйелерінен басқарылатын және ауыстырылатын тұрақтандырғыш мәндермен шектелуі тиic, олар мыналармен қамтамасыз етіледі:
      ұшқыштың ұшақтың қалыпты, қозғалыссыз самғауы;
      басқарылатын және ауыстырылатын тұрақтандырғышпен триммерлі тетіктермен басқару жүйелеріндегі кез келген бас тарту жағдайында ұшудың жағдайлары күрделілендірілгенге қарағанда нашар жағдайдың туындауы мүмкіндігін болдырмауы.
      Триммерлік тетіктерді немесе тұрақтандырғыштың шеткi жағдайда бас тарту кезінде оларды басқару жүйeлepiнiң, оның ішінде, шеткі жағдайда олардың жылжуын тудыратын жүйелердің бас тартуы кезінде егер триммерлік тетіктер мен тұрақтандырғышты жылжыту диапазондары бip ұшқыштың бас тартуы самғаумен қамтамасыз етілсе, триммерлер мен тұрақтандырғышты басқару жүйелерінің мұндай бас тартуы ic жүзінде ойға қонбайтын оқиғаларға жатуы тиic.

57. Басқарудың электрдистанциялық жүйесі

      340. Ұшақтың рөлдерімен электрдистанциялық басқару конструкциясы талаптарға жауап беруі тиіс. Осы Норманың 52-53 тараулар талаптарын орындауды қамтамасыз етпейтін басқарудың электродистанциялық жүйесі механикалық басқарумен резервтелуі тиіс.
 

      341. Электродистанциялық басқарудан механикалық резервтің басқаруға көшу кезінде басқару тетіктеріндегі күш-жігердің шамасы осы НОРМА-де көрсетілгеннен аспауы тиic. Бұл ретте, апатты жағдайдың туындау мүмкіндігі болмауы тиіс.
 

      342. Егер, ол механикалық басқарумен резервтелмесе, басқарудың электрдистанциялық жүйесінің электрлік қоректендіруі толық (тіптен қысқа мерзімді) тоқсыздануын болдырмайтын резервтелуі болуы тиic.
 

      343. Әлсіз ток дабылдарын пайдаланатын басқарудың электрдистанциялық жүйесі (егер ол механикалық резервтелмесе) әртүрлі сыртқы әсер етулердің жағдайында (мысалы, электрмагниттік өpic, статикалық разрядтар, найзағайлардың, дірілдердің соққысы және т.б.) жұмыс қабілетін сақтауы тиic.

58. Тежегіштің жалғасқанатша, алғақанатша және аэродинамикалық құралдармен басқару жүйелері

       344. Тежегішті жалғасқанатша, алға қанатша және аэродинамикалық құралдармен басқару жүйесі талаптарға сәйкес келуі тиіс. Жалғасқанатша мен алға қанатша жағдайларының көрсеткіштері және (немесе) сигнализаторларын жалғасқанатша мен алға қанатшаларды басқару тұтқасының жанында орналасуына ұсыным беріледі. Көрсеткіштерде ұсынылатын жағдайлардың белгілері болуы тиіс.
 

      345. Жалғасқанатша мен алға қанатшалардың жылдамдығы оларды шығару мен жинау кезінде ерекше жағдайдың туындауы мүмкіндігін болдырмайтын мәнмен шектелуі тиіс.
 

      346. Қарама қарсы қанаттардағы жалғасқанатша мен алға қанатшалардың қозғалысы егер, олардың симметриялық емес ауытқуы кезінде ерекше жағдай туындаса, синхронизациялануы тиic. Синхронизация құралдарын қолдану кезінде жалғасқанатша мен алға қанатшалардың симметриялық емес ауытқуына алып келетін синхронизация құралдарында кез келген бас тарту кезіндегі апаттыдан нашар жағдай туындауының мүмкіндігін болдырмайтын шараларды көздеуі тиic.
 

      347. Бұл жүйелердегі бір немесе eкi дәйекті бас тартулар кeзiндeгi тeжeгiштepдiң жалғасқанатша, алға қанатша және аэродинамикалық құралдарымен басқару үшін электродистанциялық жүйелерін қолдану кезінде апаттыдан нашар жағдайға алып келетін басқару үстіндегі өздігінен ауытқу болуы тиіс емес.

59. Басқару жүйелерінің элементтері

      348. Басқару жүйесінің тетіктерін, тартқыштарын, тростарын, шынжырларын және басқа да бөлшектерін орналастыру басқа бөлшектермен олардың жанасуын және ұшақтың конструкциясы элементтерімен басқару жүйесінің жылжымалы бөлшектерінің сүйкелісі, сондай-ақ жүйеге бөгде заттардың түсуі мүмкіндігі болмауы тиіс. Механикалық басқару жетектері элементтерінің ажыратылу мүмкіндігін болдырмайтын шаралар көзделуі тиіс.
 

      349. Рөлдермен, элерондармен, интерцепторлармен және тұрақтандырғыштармен басқару жүйелерінде винттік кесудің ұзындығы мен тростар мен реттелетін тартқыштар тендерлерін бұрау тереңдігін бақылау мүмкіндігі көзделуі тиіс.
 

      350. Тростық жүйелер пайдаланудың күтілетін жағдайында оларды жылжытудың барлық жұмыс диапазондарындағы тростарды тартудағы өзгерістер ұшақты басқарудың сипаттамаларын нашарлатпайтындай жобалануы тиіс.
 

      351. Тростық жүйенің роликтері мен барабандары тростардың үзілуінің алдын алатын қорғау құрылғыларымен жабдықталуы тиіс. Әрбір ролик роликтің ребордына тростың сүйкелісін болдырмау үшін + 3 о аспайтын шектегі тростың жалпақтығында орналасуы тиіс.
 

      352. Басқару органдарының шеткі жағдайлары есептік жүктемелерге шыдайтын бекітпелермен шектелуі тиіс. Басқару органдарының ауытқу бұрыштарының шектеушілері рөлдік беттің жанында немесе бустерлерде орналасуы тиіс.
 

      353. Егер ұшақтың жерде оны қою кезінде рөлдерді, элерондарды және тұрақтандырғышты кідірту үшін құрылғысы (басқарылатын және ауыстырылатын тұрақтандырғыш кезінде) болса, кідіртілген рөлдермен, элерондармен және тұрақтандырғышпен ұшақтың ұшу мүмкіндігі, ұшудағы құрылғыны өздігінен енгізу болмауы тиіс. Рөлдерді (мысалы, струбициндарды) кідіртудің сыртқы құрылғыларын қолдану жағдайында кідіртілген рөлдермен ұшақтың ұшуын болдырмайтын шаралар қабылдануы тиіс. Тұрақтағы жел қозғалысы кезінде қайтып айналмайтын бустерлік басқарудағы рөлдік беттерді демпфирлеу әдетте, күш жетектерімен қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      354. Басқару жүйесінің конструкциясы техникалық қызмет көрсету кезінде бұрыс монтаждаудың, құрастырудың және реттеудің, сондай-ақ бұрыс жұмыс істеудің мүмкіндігін болдырмайтындай болуы тиic.
 

      355. Ұшақтың басқару жүйесін пайдаланудың мәлімделген күтілетін жағдайларында жұмыс icтеу жағдайларынан белгіленген ресурс жұмыс icтеу қабырғаларындағы сынақ зертханаларының нәтижелері бойынша орнатылуы тиіс. Сынақ зертханаларының бағдарламалары жүйелердің жұмыс icтеу жағдайын ecкеруі тиic.

60. Ұшақтың шассиі

      356. Ұшақтың шассиі пайдаланудың мынадай күтілетін жағдайларында қамтамасыз етуі тиіс:
 

      1) қозғалуы, жылдамдауы, жүргізілуі маневрленуі және сүйретуі кезінде ұшақтың басқарушылығы;
 

      2) тапсырылған класстағы аэродромдардың ВПП-ға 180 о -қа ұшақтың бұрылу мүмкіндігі;
 

      3) жүргізілуі, қозғалуы және жылдамдауы кезінде туындайтын серпіндік жүктемелердің амортизациясы.
 

      357. Шасси және оның бөлшектері шассидің өздігінен түсіп қалуы мен рұқсат етілетін пайдалану жүктемесі кезінде бөлшектерді ашу немесе жабу және жерде, ұшақтың қозғалысы, оның ішінде, оны сүйреу кезінде жинақтау мүмкіндігін болдырмайтындай шығарылған және жиналған жағдайларда автоматты түрде сенімді бекітілуі тиіс.
 

      358. Шасси жасанды жамылғы немесе рұқсат етілгеннен кем емес қаттылықтағы груша (аэродромный, сыныбына байланысты) бойынша ҰПБ келісілген ең көп рұқсат етілген рөлдік массамен ұшақты сүйреуді жүргізуге мүмкіндік беретін құрылғысы болуы тиіс.
 

      359. Шассиді жинау жүйесінде жерде шассиді жинау мүмкіндiгiн болдырмайтын бұғаттау болуы тиіс.
 

      360. Жинауды және шассидің барлық тіректерін шығаруды басқару қарапайым және барлық жағдайда тіркеуі бар бір басқарушы орган жүзеге асыруы тиic. Басқарушы органның тіркеу құрылғысының конструкциясы шассиді қасақана шығару және жинау мүмкіндігін болдырмауы тиіс. Шассиді шығару немесе жинауды орындау үшін талап етпейтін қарапайым операцияларының саны сақтау құрылғысының жылжуын қоса, екіден астам болмауы тиic.
 

      361. Шассидің доңғалақтарының, тежегіштерінің және шиптерінің сипаттамасы ұшақтың ұшу-қону сипаттамаларына сәйкес келуі және пайдаланудың мынадай күтілетін жағдайларында қамтамасыз етуі тиіс:
 

      1) кідіртілген доңғалақтармен ұзақ тұру және ең көп рұқсат етілген рөлдік массамен ұшақты жүргізу;
 

      2) ең көп рұқсат етілген ұшу массасымен және жылдамдығымен ұшу;
 

      3) температуралық шектеулері бар доңғалақтардың, тежегіштердің және шиналардың элементтерін қыздырусыз интенсивті тежеу кезінде ең көп рұқсат етілген қону массасымен және жылдамдығымен қону;
 

      4) үздіксіз ұшу процесінде олардың бұзылуы және жануынсыз доңғалақтардың жедел тежеуі кезінде ең көп рұқсат етілген ұшу массасымен тоқтатылған ұшулар;
 

      5) қозғалысты орындау процесінде олардың бұзылуы мен жануынсыз доңғалақтардың жедел тежеуі кезінде ҰПБ көзделген қанаттың бас тартқан механизациясымен қону.
 

      362. Доңғалақтар мен тежегіштердің конструкциясы тежегішке судың, кірдің және майдың түсуі кезінде олардың жұмыс қабілетін қамтамасыз етуі (немесе олардың тусуінен сенімді қорғаныс болуы тиic) тиic.
 

      363. Тежегіш пен доңғалақтың барлық белгіленген тағайындалған ресурсы ішінде тежегіштердің сипаттамасы талаптарды орындауды қамтамасыз eтуi тиіс.
 

      364. Тежегіштердегі фрикциялық күш-жігерлер шамасының ауытқуы және доңғалақтар мен шиналардың пайдалану дисбалансы экипаж жұмысының жағдайын нашарлатуға алып келетін ұшақ конструкциясының дірілін тудыруы тиіс емес.
 

      365. Барлық тежегіш доңғалақтары шекті температураның асу дабыл бергіштерімен жабдықталуы тиіс. Камерасыз шиналармен доңғалақтардың температуралық бұзылудан шинаны сақтайтын құрылғысы болуы тиіс.
 

      366. Пайдаланудың күтілетін жағдайларында ҰПБ көрсетілген шиналардың рұқсат етілген тозуы кезінде осы Нормада көрсетілген жердегі ұшақтың басқарылуы мен тұрақтылығының сипаттамасы қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      367. Ұшақ шассидің апатты шығару жүйесімен және толық шығарылған жағдайда оны тіркеумен жабдықталуы тиic. Бұл жүйе оның электрқоректендіру көздерінің немесе шығарудың негізгі жүйесінің бас тартуынан кейін өз функциясын сенімді орындайтындай жасалуы тиic.
 

      368. Ұшақ шассиді шығару қажеттілігі, шасси тіректерінің жағдайы мен шығарылған жағдайдағы шассидің, кем дегенде біреуінің тіркемеуі туралы дабылмен жабдықталуы тиic.
 

      369. Егер, олар шығарылмаса, шассиді шығару қажеттілігі туралы дабыл бір біріне жұмыс істейтін екі арна бойынша жүзеге асырылуы тиіс:
      Тапсырылған ұшу жылдамдығына жету және аз кезінде және тапсырылғаннан төмен барлық қозғалтқыштардың РУД жағдайы кезінде жұмыс істейтін жылдам арна бойынша.
      Ескерту. Тапсырылған аспаптық жылдамдықтың шамасы ұшақтың әрбір нақты түріне қолданылатындай орнатылуы және пилоттау техникасындағы ауытқулар мен жылдамдық датчигінің кемшіліктері, қону массасының мүмкін болатын вариацияларын ескере отырып, ауытқымаған қону механизациясымен ұшақта қону кезінде кіру уақытында дабылдың жұмыс icтеуі қамтамасыз етілуі тиіс. Тапсырылған жылдамдықтың жоғары шегі шеңбер бойынша ұшуда дабылдың жалған жұмыс icтеуі мүмкіндігін болдырмайтындай айқындалуы тиіс. Ұшақтың әpбip нақты типі үшін РУД тапсырылған жағдайы ұшу және екінші шеңберге кету процесінде дабылдың жұмыс icтеуін болдырмауы тиic, сонымен бірге бұл уақытта, бұл жағдай екі және үш (төрт) қозғалтқыштары бар ұшақтарда сәйкесінше бір (екі) жұмыс істемейтін қозғалтқышымен қонуға кіру кезінде дабылдың жұмыс icтеуін қамтамасыз eтуі тиіс;
      қону тетігінің ауытқу процесінде жұмыс істейтін қону тетігінің арнасы бойынша (қону тетігін шығару арнасындағы басқарушы дабылдың болуы кезінде).
 

      370. Шассиді шығару қажеттілігі және шығарылған жағдайдағы шасси тірегінің кем дегенде біреуін тіркемеу туралы жарық дабылы жұмыстың жылтыр режиміндегі "Шассиді босат" жарық таблосының (ескерту дабылдарының санаты) жануымен жүзеге асырылады. Ұшақта дабылдың орталықтандырылған жүйесінің болуы кезінде "Шассиді босат" жарық таблосы тұрақты режимде жұмыс icтеуi және ескертетін дабылдардың жалпы панелінде орналасуы тиіс. Ұшақты сөйлеу командалары жабдығымен жабдықтау кезінде дыбыс дабылы ретінде "Шассиді босат" командасын көздеуге ұсыныс беріледі.
 

      371. Шассидің жағдайы туралы жарық дабылы әpбip шасси тірегінің шығарылған жағдайының (хабарландыратын дабылдардың санаты) және әрбір шасси тірегінің аралық жағдайының (ескертетін дабылдардың санаты) жарық дабыл бергіштері жүзеге асыруы тиіс. Жиналған жағдайдағы әрбір тірек шассиін тіркеу кезінде шасси жағдайы туралы жарық дабылы болмауы тиіс (жарық дабылдары жарықтанбауы тиіс).
 

      372. Жарық дабылдарының түсі мен анықтығы талаптарға сәйкес келуі тиіс.
 

      373. "Шассиді босат" жарық таблосының және жарық дабыл бергіштерінің шамдарын бақылау мүмкіндігі, сондай-ақ жанып кеткен шамдарды және ұшудағы сақтағышты ауыстыру мүмкіндігі көзделуі тиіс.
 

      374. Борттық апатты көзден шасси дабылының электр қopeктендірілуі қамтамасыз етілуі тиіс.

61. Дөңгелектерді тежеуіш жүйелері

      375. Ұшақтың доңғалақтарын тежеу жүйелері пайдаланудың жағдайларында мыналарды қамтамасыз eтуі тиіс:
 

      1) тұру, жүргізу, маневрлеу, қозғалу, тоқталған ұшу, тіркеу кезінде және қозғалар алдында доңғалақты сенімді тежеу;
 

      2) шассидің негізгі тіректерінің тежегіш доңғалақтарын бір мезгілде, сондай-ақ дифференциалды тежеу мүмкіндігі;
 

      3) ұшқаннан кейін шассидің барлық тіректерінің доңғалақтарын тоқтату (қажеттілік кезінде);
 

      4) тұрақтағы ұшақты кесімді тежеу.
 

      376. Доңғалақтардың бip немесе бірнеше тежегіштерінің құбыр өткізгіштері бұзылған жағдайда гидрожүйеден жұмыс сұйықтығының ағып кету шамасы қалған доңғалақтар тeжeгiштepiнiң жұмыс қабілетін сақтауды қамтамасыз ете алатындай шектелуі тиic.
 

      377. Доңғалақтар тежегіштерін басқару қарапайым, ыңғайлы және ұшақтарды басқару жөніндегі басқа операцияларды орындауға кедергі келтірмеуі тиіс.
 

      378. Доңғалақтарды тежеу жүйесі бip қосымша операцияға рұқсат берілетін жылдам тежеу режиміне көшуді қоспағанда қандай-да бip дайындық немесе бақылау операцияларынсыз басқарушы органдарды (педальдер, гашеткалар) жылжытумен ғана жұмыс icтеуге кірісуі тиіс.
 

      379. Бip ұшқыштан екінші ұшқышқа тежегіштерді басқаруды беру қарапайым болуы және ешқандай-да қолмен ауысуларды талап eтпеуі тиіс.
 

      380. Тежегіш доңғалақтармен ұшақты қондыру мүмкіндігін болдырмайтындай шаралар көзделуі тиіс немесе тежегіш доңғалақтармен қону күрделіден нашар жағдайға алып келмеуі көрсетілуі тиіс.
 

      381. Доңғалақтарды тежеу жүйесі пайдаланудың күтілетін жағдайында барлық ұсынылған ҰПБ-ның тежегіш құралдарын пайдалану кезінде оның электрқоректендіру жүйесі мен көздерінің кез келген элементін бұзу немесе бip жолғы бас тарту тежегіштерді қосуға жол беретіндей кез келген жылдамдықта бас тарту кезінде 1,5 есе астамға тежегіш жолын ұлғайтуға алып келмейтіндей резервтелуі тиіс.
      Резервтеу электрқоректендірудің оқшауланған (автономды) көздері бар апатты жүйемен немесе қатар жұмыс істейтін тәуелсіз жүйені қолданумен жүзеге асырылуы мүмкін.
 

      382. Егер, тежеудің резервтік жүйесі электрқоректендіру көздері шектелген болған жағдайда, ҰПБ ұсынған ШҰЖ-мен оны жүргізу және қозғалу кезінде ұшақты тоқтату үшін жеткілікті толық тежеулер санымен қамтамасыз етілуі тиic.
 

      383. Резервтік және апатты жүйелерді пайдалану жүргізу, қону және тоқталған ұшуда ұшақ жылдамдығының барлық пайдалану диапазонында шиналарды бұзуға алып келетін "юза" доңғалағын тудырмауы тиic.
 

      384. Жұмыс істемейтін газға қарсы автоматика кезінде негізгі және резервтік жүйелерден тежеу кезінде доңғалақтардың тежегіштеріндегі қалыптасқан қысым оған ұсынылып отырған күш-жігерге және басқарушы органдардың жұмыс барысына шамамен тең болуы тиіс.
      Оның жұмысының барлық көзделген режимдерінде басқарушы органдардың тежеу жүйесін пайдалану шамадан тыс күш-жігерлерді ұшқыштан талап eтпеуі тиic.
 

      385. Негізгі және резервтік жүйелерден доңғалақтарды кідірту және жылдамдату уақытында барлық типтердегі ұшақтар үшін жүргізу және қозғалуда ұшақтың тежегіші мен басқарушылығының қолайлы сипаттамаларын қамтамасыз ету жағдайларынан, басқарылмайтын алдыңғы тірекпен ұшақтар үшін - қозғалу кезінде айқындалуы тиic. Бұл ретте, доңғалақтарды толық кідірту және жылдамдату пайдаланудың күтілетін жағдайында 1,5 секундтан аспауы тиic.
      Ескерту. Тежегіш жүйесінің талап етілетін жедел әсер етуін қамтамасыз ету үшін сырттағы ауаның минус 30 о -тан төмен температурасы кезінде жүргізу алдындағы ұзақ тоқтаулар кейін тежегішті қосумен оны қозғалтуға жол беріледі.
 

      386. Тежегіш жүйелерінің басқарушы органдарындағы бос жүріс жалпы жүрістен 25% астам болмауы және бастапқы жұмыс жүрісіндегіге қарағанда аз күшеюмен таңдалуы тиic.
 

      387. Негізгі тежегіш жүйесіндегі газға қарсы құрылғының болуы егер, пайдаланудың күтілетін жағдайында жер бойынша қозғалу кезінде ұшақтың басқарушылық сипаттамасының нашарлауы мен шиптің бұзылуы болмаған кезде көз жеткізілмесе, міндетті.
 

      388. Тежегіштермен басқару жүйесінде бас тартулардың туындауы туралы экипажды құлақтандыратын және жүйенің ақаусыздығына көз жеткізуге мүмкіндік беретін бақылау аспаптары мен дабыл болуы тиіс.
      Егер, басқарудың арнайы тетіктерін немесе сатылы жүктеулерді енгізумен байланысты емес жүйе жұмыстары режимдерінің автоматты өзгеруі көзделмесе, аталған өзгерістің жарықтық дабылы көзделуі тиіс.

62. Гидравликалық және пневматикалық жүйелер

      389. ГПЖ көрсетілген жетектердің жұмысы көзделетін барлық режимдерде ұшақтың басқа жүйелеріне кіретін жетектердің қоректендіру функциясын сенімді орындауды қамтамасыз етілетін пайдаланудың күтілетін жағдайларында құрастырылуы тиіс.
 

      390. ППЖ қысымы көздерінің қуаты Ұшуды пайдалану жөніндегі нұсқаулыққа сәйкес олардың бір мезгілдегі жұмысымен неғұрлым қолайсыз үйлесімдігі кезінде пайдаланушы жүйелердің жұмыс қабілетін қамтамасыз ету үшін жеткілікті болуы тиіс. Осы қуаттың бөлігі аккумулятордан алынған кезде, оның энергия сыйымдылығы олардың арасындағы уақыттың қажетті интервалдарымен жұмыс циклдарының (операцияларының) тұтынатын санын орындау үшін жеткілікті болуы тиіс.
 

      391. Экипаждың кабинасында мыналар көзделуі тиіс:
      әрбір жүйедегі қысымды бақылау жүйесі;
      гидробактағы жұмыс сұйықтығының саны мен үрлеу қысымын бақылау дабылы немесе құралдары;
      әрбір жүйенің бас тартуы туралы дабыл;
      апатты көздерді қосу дабылы (бақылау).
 

      392. Жүйе элементтерінің нығыздау қысымынан жоғары жұмыстың әртүрлі режимдеріндегі (оның ішінде, өтпелі процестер кезінде, сұйықтық пен газдың жылулық көлемді ұлғаюы кезінде, жүйе элементтерінің кез келгенінің бас тартуы кезінде, сондай-ақ оны тексеру процесінде) жүйедегі қысымның артуын болдырмайтын шаралар көзделуі тиіс.
 

      393. ГПЖ ұшақта өртті немесе жарылысты тудырмауы және оларға қолданылатын өрт қауіпсіздігіне талаптарын қанағаттандыруы тиіс.
 

      394. Жүйенің сұйықтықпен (газбен) ластануы себебі бойынша бас тартулар мен ақаулықтардан жүйелердің агрегаттарын қорғау үшін өткізбейтін және қайта өткізетін құрылғылармен тазарту сүзгілерімен жабдықталуы тиіс. Бұдан өзге, компрессорлардан қоректендіру көздерімен пневможүйеде су мен майды газдан алып тастау үшін қалдықсақтауыш көзделуі тиіс.
 

      395. ГПЖ жүйелері ағып кету жағдайында мынадай жолмен орындалуы, орнатылуы немесе (және) қорғалуы тиіс:
 

      1) белгіленген концентрацияға улы гидросұйықтық немесе оның буы экипаж бен жолаушылардың кабиналарына өте алмауы тиіс;
 

      2) улы емес сұйықтықтың экипаж бен жолаушылардың кабинасына түсуі ұшу жағдайларын күрделілендіруден нашар жағдайға алып келмеуі тиіс.
 

      396. Егер гидросораптың ұшақ қозғалтқышынан жетегі бар болатын болса, онда жұмыс сұйықтығының болмауынан бас тартуды қоса, гидросораптың кез келген мүмкін болатын бас тартуы қозғалтқыштың жұмыс қабілетінің бұзылуына алып келмеуі тиіс.
 

      397. ГПЖ резервтеу қағидаты бойынша орындалуы тиіс. ГПЖ-ны резервтеудің қысқалығы талаптарды орындауды қамтамасыз ету мақсатымен (тұтынушыларды тамақтандыру бөлігінде) олар қызмет көрсететін тұтынушыларға қойылатын талаптармен айқындалуы тиіс.
 

      398. Герметикалыққа, беріктікке және тығыздыққа (нығыздыққа) және бұзылуға агрегаттардың, қосылу арматурасының және құбыр өткізгіштердің сынақтары, сондай-ақ герметикалыққа жүйенің сынағы жүргізілуі тиіс.
      Ескерту: Сыртқы жүктемелерден және жұмыс денесінің қысымынан шоғырландырылған жүктемеге ұшыраған жүйелердің агрегаттары соңғыларын ескере отырып, сыналуы тиіс.

63. Ұшақтардың жолаушылар кабиналары, багаж-жүк бөліктері және жүк кабиналары

      399. Осы талаптар жолаушылар кабиналарына, багаж-жүк және жүк жабдығына қолданылады.
 

      400. Багаж-жүк бөлімдері мен жүк кабиналары талаптарға жауап беретін багаж бен жүкті бекіту (швартовка) құралдарымен жабдықталуы тиіс.
 

      401. Жолаушыларға қол жетімді жолаушылар кабинасындағы технологиялық люктер арнайы құрылғылармен (құралмен) ғана ашылуы тиіс.
 

      402. Буфеттердегі, асханалардағы, туалеттердегі және вестибюльдердегі едендердің конструкциясы (кіреберіс есіктері маңында) ылғал өткізбейтін болуы тиіс.
 

      403. Ұшақта орнатылған саумен жабдықтау және кәріз жүйесі коррозиялы-тұрақты материалдардан дайындалуы және ұшақтың конструкциясына, агрегаттары мен коммуникацияларға ылғалдың түсуін болдырмауы тиіс. Сумен жабдықтау жүйесі судың (құйылған) сапасын нашарлатпауы тиіс.
 

      404. Ұшақтың багаж-жүк бөліктері мен жүк кабиналары осы бөліктер мен кабиналардан ұшақтың басқа бөліктеріне сұйықтықтың енуінің мүмкіндігін ең азға алып келетін қорғау құралдарымен жабдықталуы тиіс.
      Ұшақтың конструкциясына олардың кездейсоқ түсуі кезінде сұйықтық пен ылғалды бақылау мен алып тастау мүмкіндігі көзделуі тиіс. Багаж-жүк бөліктерінің аумағындағы агрегаттар мен коммуникациялар сұйықтық пен ылғалдықтың түсуінен қорғалуы тиіс.
 

      405. Кіру есіктері, апатты шығулар және салатын люктер өздігінен, сондай-ақ оларды қасақана ашуды болдырмайтын бекіту құрылғыларымен жабдықталуы тиіс.
 

      406. Кіру есіктері, апатты шығулар мен салатын есіктер жабық (ашық) жағдайдағы дабылмен, сондай-ақ бекітетін құрылғылардың жағдайын индикациялаумен жабдықталуы тиіс.

64. Герметикалық кабиналар, ауа қысымын кондиционерлеу және реттеу жүйелері

      407. Ауаны кондиционерлеу жүйесі 3 жердегі пайдаланудың күтілетін жағдайларында, сондай-ақ ұшудың барлық кезеңдері мен режимдерінде кабинадағы оның өзгерістерінің, температурасының, ылғалдылығының, газ құрамының және ауа қозғалысының жылдамдығы бойынша талаптарға сәйкес келуі тиіс.
      Талаптар герметикалық және герметикалық емес кабиналардағы ұшақтарға қолданылады.
 

      408. Ұшақ кабинасындағы, оның ішінде, ауаны кондиционерлеу жүйесінен шығуға ауа мынадай санитарлық-гигиеналық талаптарға жауап беруі тиіс. Көміртегінің тотығы 20 мг/м 3 -дан, азоттың тотығы - 5 мг/м 3 -дан, отынның буы (көміртегіне қайта есептегенде) - 300 мг/м 3 - дан, ароматикалық көмірсутегілер - 5 мг/м 3 -дан, синтетикалық майлау майларының булары мен аэрозольдары - 2 мг/м 3 -дан, минералдық майлау майларының булары мен аэрозольдары - 5 мг/м 3 -дан, фторорганикалық қосылыстар 0,5 мг/м 3 -дан (фторлы сутегіне қайта қайта есепте), формальдегид - 0,5 мг/м 3 -дан, альдегид (жиынтықты) - 0,6 мг/м 3 -дан аспауы тиіс. Биіктеу мен төмендеудің уақытын қоса, үш сағатқа дейін ұшу ұзақтығымен 7000 м астам биіктіктің ауа қабатындағы кабинаның орташа өлшемді озоны 0,2 мг/м 3 -нен аспауы тиіс.
      Үш сағаттан артық ұшу ұзақтығы кезінде кабинаның әуе кеңістігіндегі озонның орташа өлшемді шоғырлану ұшудың барлық уақытында 0,1 мг/м 3 -дан аспауы тиіс.
      Кабинаның ауасында екі немесе бірнеше бір бағытты биологиялық әсер ету заттарының болуы кезінде олардың рұқсат етілген шекті шоғырлануы бойынша олардан нақты шоғырланулар қарым-қатынастар сомасы бірліктен жоғары болмауы тиіс. Экипаж бен жолаушылардың жұмыс қабілеті мен денсаулығына әсер ететін басқа да зиянды заттардың болуына жол берілмейді.
 

      409. Кабинаны үрлеу сығымдалған ауаның екі көзінен кем еместе жүзеге асырылуы тиіс. Бұл ретте, СКВ кем дегенде екі тәуелсіз кіші жүйелерден тұруы тиіс. Олардың біреуінің қатардан шығуы кезінде және сығымдалған ауа көздерінің 50%-нан ауаны беруді тоқтату кезінде кабинадағы температура +5 о С төмендемеуі тиіс және (21-суреті) кестеде келтірілген бас тартулар туындағаннан кейін жүйе жұмысының уақытына байланысты мәндерден аспауы тиіс. Сығымдалған ауа көздерінің 50% бас тартқан кезде барлық тұтынушыларға оның қалған көздерінен беру қамтамасыз етілуі тиіс.

21-сурет.
(суретті қағаз мәтіннен қараңыз)

      410. Экипаждың кабинасындағы және жолаушылар кабинасындағы ауаның температурасы бірқалыпты болуы тиіс. Олардың біреуіне берілетін ауа өлшемдерінің өзгеруі басқасындағы ауа өлшемдерінің өзгеруіне алып келмеуі тиіс. Аталған талап мынадай жағдайларды бірмезгілде орындау кезінде міндетті болып табылады:
 

      1) экипаждың кабинасы мен жолаушылар кабинасының жалпы көлемі 23 м 3 аспайды;
 

      2) кабинаға ауаны беру және олардың арасындағы ауа алмасу жүйесі 3 о С аспайтын айырмамен экипаж бен жолаушылардың кабинасында температураны қамтамасыз етеді;
 

      3) экипажға кабинадағы температураны реттеу мүмкіндігі қамтамасыз етілген.
 

      411. Кондиционерлеу жүйесі сығымдалған газдан көздерінен оны үзу және қосудың бекіту құрылғылары болуы тиіс. Сығымдалған ауа көздерінен кондиционерлеу жүйесін апатты үзу уақыты 10 секундтан аспауы тиіс.
 

      412. Температуралық режим мен кабинаға ауаны беруді реттейтін қысым мен таратушыларды реттеу жүйесінің агрегаттары, СКВ бекіту құрылғыларының электрлік жетектерін қоректендіру.
 

      413. СКВ құбыр өткізгіштері мен агрегаттарын орналастыру ұшақ конструкциясының элементтері мен басқа да жүйелеріне 200 о С астам температурадағы ыстық ауаның әсер етуінің олардың мүмкін болатын бұзуы кезінде күрделіден нашар жағдайға алып келмейтіндей болуы тиіс.
 

      414. Ұшақ кабинасының жылу оқшаулау конструкциясы онда ылғалды барынша қысқартатындай жолмен орындалуы тиіс. Фюзеляждағы ылғалдың жиналуының алдын алу үшін шаралар қабылдануы тиіс.
 

      415. Қысымды кондиционерлеу және реттеу жүйесінің барлық агрегаттары мынадай жағдайларда:
 

      1) оларды орнату жерлеріндегі барынша мүмкін болатын дірілдер жағдайында (87-88 Т-қосымшасы);
 

      2) оларды орнату жерлеріндегі жұмыс ортасындағы температураның шеткі мәндері кезінде (87-88 Т-қосымшасы);
 

      3) пайдаланудың күтілетін жағдайларында және 87-88 Т-қосымшасында көрсетілген қоршаған ауаның температурасы мен ылғалдылығы кезінде жұмысқа қабілетті болуы тиіс.
 

      416. Соңғысының бас тартуы жағдайында сығымдалған (үрленген) ауа көздерінің жартысынан ауаны беруді тоқтату кезінде немесе кондиционерлеу жүйесі кіші жүйесінің жартысы қатардан шыққан кезде әрбір жолаушыға берілетін ауаның саны 12 кг/сағ кем болмауы, ал экипаждың әрбір мүшесі үшін 24 кг/сағ кем болмауы тиіс.
 

      417. Кабинадағы ауаның салыстырмалы ылғалдылығының төмендеуі экипажға зиянды әсер көрсетуі тиіс емес.
 

      418. Ұшудың барлық кезеңдерінде 17 - 25 о С шегінде ұшақтың кабинасында қалыптасқан ауаның температурасын қолдау қамтамасыз етілуі тиіс.
      Ауа температурасының аталған мәндері жер үсті дайындығы шартымен ұшудан кейін 20 минуттан кейін қол жеткізілуі тиіс.
 

      419. СКВ-ның сыртқы ауасының төмендеген температурасы кезінде пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы жерде кабиналарда ауаның температурасы +10 о С қамтамасыз етілуі тиіс; сыртқы ауаның (33 о С астам) жоғары температурасы кезінде жүйе сыртқымен салыстырғанда
8 о С-қа кабинадағы температураның төмендеуін қамтамасыз етуі тиіс. Кабинаға ауаны орташа өлшемді беруге жол берілмейді.
 

      420. Оған дейін экипаждың жолаушылары мен мүшелері қол жеткізуі мүмкін интерьердің жекелеген үстерінің температурасы +50 о С аспауы немесе +5 о С төмен болмауы тиіс.
 

      421. Кабинаны жылытуға берілетін ыстық ауаның температурасы тарату құрылғыларынан шығуы кезінде 100 о С (ұсынылатын мән 80 о С) аспауы тиіс. Осы мақсатпен жүйеде неғұрлым ыстық ауаны беруге жол бермейтін құрылғылар көзделуі тиіс.
 

      422. СКВ-ның пайдалану шектеулерінің жақындауы немесе жетуі туралы экипажды ескертетін дабыл құралдары болуы тиіс.
 

      423. Герметикалық кабина үшін барынша артық қысым (оң және теріс), құрылғы кез келген шектеушіге жол берген қысым, барынша артық пайдалану (жұмыс) қысымы және ұшудың барынша биіктігі мәлімделуі тиіс. Бұл шектеулер пайдалану құжаттамасында көрсетілуі тиіс.
      Ескерту. Герметикалық кабина деп онда артық, яғни, сыртқы атмосфераға қатысты жоғары және белгілі бір бағдарлама бойынша реттелетін ауа қысымы ұсталатын ұшақ фюзеляжының үрмелі көлемі түсіндіріледі.
 

      424. Пайдаланудың күтілетін жағдайларында гермокабинадағы барометрлік биіктік ұшу биіктігінің барлық диапазонында 2400 м астам болуы тиіс емес.
 

      425. Герметикалық кабина, ауаны беру құрылғысы және қысымды реттеу жүйесі олардың бас тартуы немесе ақаулығы жағдайында жолаушылар қауіп-қатерге ұшырамайтындай құрастырылуы тиіс, бұл ретте:
 

      1) кабинадағы биіктік кез келген орынды бас тартудан кейін 3000 м аспауы тиіс;
 

      2) кабинадағы биіктік кез келген болмауы мүмкін бас тартудан кейін 4500 м аспауы тиіс.
      Бұл ретте, ҰПБ көзделген рәсімдерді қолдана отырып, мыналар көрсетілуі тиіс, мыналар мүмкін:
      Ұшудың қалған бөлігіне 2400 м дейін кабинадағы биіктікті азайту немесе борттағы тұлғалар үшін оттегімен тыныстандыруды қамтамасыз ету және ұшуды аяқтау.
 

      426. СКВ мен СРД-ның кез келген орынды мүмкін болатын бас тартулары кезінде гермокабинадағы ауа қысымы өзгеруінің жылдамдығы қысымның жоғарылауына 5 мм сынап бағанасынан аспауы және қысымның төмендеуіне 10 мм сынап бағанасынан аспауы тиіс.
 

      427. ҰПБ-да көзделген ұшудың барлық режимдерінде гермокабинадағы ауа қысымын реттеу жүйесі (бұдан әрі - АҚРЖ) кабинаға ауаны барынша көп беру және берудің қысымның ең көп кері ауытқушылықтар кезінде ең көп оң артық қысымды автоматты шектеуі тиіс.
 

      428. СРД ерекше жағдайларда кіру есіктерін, апатты люктерді және желдеткіштерді қауіпсіз ашуды қамтамасыз ететін шамаға дейін герметикалық кабинадағы артық қысымды төмендетуге мүмкіндікті экипажға қамтамасыз етуі тиіс. Кері герметизацияны қасақана қосудан қорғау көзделуі тиіс.
 

      429. СРД егер, олар ватерлиниядан төмен орналасса, шығу клапандары арқылы ұшақтың суға апатты қонуы жағдайында оның гермокабинасының ішіне түсуінің алдын алуы тиіс.
 

      430. СРД-де кабинадағы артық қысым мен ондағы биіктік бойынша пайдалану шектеулеріне жақындау туралы экипажды ескертетін дабыл құралы болуы тиіс.

65. Оттегі жүйелері

      431. Герметикалық емес кабинамен ұшақтар.
      Герметикалық кабинамен ұшақ үшін оттегінің саны мен оттегі жабдығының сипаттамасы кабинадағы барометрлік биіктік ұшу биіктігіне теңдігіне байланысты белгіленеді.
 

      432. Герметикалық кабинамен ұшақтар.
      Герметикалық кабинамен ұшақ үшін оттегінің саны мен оттегі жабдығының сипаттамасы кабинаны кері герметизацияландыру қауіпсіз биіктікке дейін оның пайдалану шектеулерінен аспаусыз төмендейтін және отын қалдығын ескере отырып, қауіпсіз қонудың жеріне қол жеткізуге мүмкіндік беретін ҰПБ-ға сәйкес ұшуды жалғастыратын ұшақтың кабинасында кері герметизацияландырудан кейін оттегіне қажеттілігі көзқарасынан ең сындарлы болып табылатын ұшудың биіктігі мен пунктінде болады деген болжамның негізінде орнатылады.
      Кабинаны герметизациялаудан кейін кабинадағы барометрлік биіктік егер, іс жүзінде мүмкін болмайтынға жатқызылған бас тарту жай-күйіне көз жеткізілсе ғана ұшу биіктігімен кабинадағы биіктікті теңестіруге алып келмейтін ұшудың тең биіктігі қабылданады. Бұл ретте, 12000 м аспауы тиіс кабинадағы ең жоғары биіктік оттегінің қорын айқындау және сертификаттау үшін негіз ретінде қабылданады.
      Ескерту: Ұшу биіктігімен кабинадағы биіктікті теңестірудің мүмкін еместігінің айғағы ретінде дайындаушы ұсынатын есептердің, стенділік және ұшу материалдары қабылданады.
 

      433. Оттегі жабдығы мыналарға арналған:
      оттегі жетіспеушілігінен экипажды, бортсеріктерді және жолаушыларды қорғау үшін;
      түтіннің, көміртегі тотығының (улағыш газ) және басқа да зиянды газдардың көзге және тыныс алу органдарына әсерінен экипажды қорғау үшін;
      экипаждың оттегімен профилактикалық тыныстауы үшін;
      жолаушылардың оттегімен терапевтикалық тыныстауы үшін.

66. Ұшақтағы оттегінің саны

      434. Экипаж үшін оттегінің саны.
 

      435. Герметикалық емес кабинадағы және ұшу биіктігі 3000 м-ден 3600 м қоса алғандағы ұшақта оттегімен ұзақтығы 30 минуттан астам уақытқа созылатын аталған биіктіктердегі ұшудың сол бөлігінің ішінде ҰПБ-ға сәйкес ұшуды орындауға қатысатын экипаждың барлық мүшелері қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      436. Герметикалық емес кабинадағы және ұшу биіктігі 3600 м астам (бірақ 6000 м астам емес) ұшақта оттегімен осы биіктіктегі барлық ұшудың ішінде ҰПБ-ға сәйкес ұшуды орындауға қатысатын экипаждың барлық мүшелері қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      437. Герметикалық кабинадағы және кабинаны кері герметизациялау жағдайы үшін 3000 м астам ұшу биіктігімен ұшақта ұшудың 2 сағатынан кем емес уақытқа оттегімен тыныстандыру көзделуі тиіс.
 

      438. Герметикалық және герметикалық емес кабиналардағы ұшақтарда 4 сағаттан астам ұшу ұзақтығы кезінде экипаждың шаршаушылығын азайту үшін профилактикалық оттегімен тыныстандыру көзделуі тиіс.
      Оттегінің қоры ұшудың әрбір екі сағатынан кейін және минутына 10 литр орташа ұшу вентиляциясының төмендеуімен таза оттегімен тыныстандыру жүргізілетінін ескере отырып, есеппен айқындалады.
      Ескерту. Герметикалық кабинамен ұшақтар үшін оттегінің қажетті саны барынша қашықтыққа ұшудың ұзақтығының бірінші жартысы үшін ғана есептеледі.
 

      439. Жолаушылар мен бортсеріктері үшін оттегінің саны.
      Герметикалық емес кабинадағы және ұшу биіктігі 3000 м-ден 4200 м қоса алғандағы ұшақта мерзімі 30 минуттан астам ұзақтықтағы аталған биіктіктердегі ұшудың сол бөлігінің ішіндегі барлық бортсеріктері мен орындардың жалпы санынан жолаушылардың 10 % оттегімен тынысталумен қамтамасыз етілуі тиіс.
      Герметикалық емес кабинадағы және ұшу биіктігі 4200 м-ден 4500 м қоса алғандағы ұшақта аталған биіктіктердегі ұшудың барлық уақыты ішінде жолаушылардың 30% мен барлық бортсеріктері оттегімен тынысталумен қамтамасыз етілуі тиіс.
      Герметикалық емес кабинадағы және ұшу биіктігі 4500 м астам (бірақ, 6000 м астам емес) ұшақтарда осы биіктіктердегі ұшудың барлық уақыты ішінде барлық жолаушылар мен бортсеріктері оттегімен тынысталумен қамтамасыз етілуі тиіс.
      Ескерту: Әрбір жеке ұшу үшін қажетті оттегінің саны ең аз дегенде жабдық конструкциясы айқындайтын оттегінің дайындалмайтын қалдығын ескере отырып, талаптар негізінде есептелген оттегінің санына теңесуі тиіс.
      432-тармаққа сәйкес айқындалған кабинадағы биіктік кезінде герметикалық кабинамен ұшақта оттегімен тыныстаумен мыналар қамтамасыз етілуі тиіс:
 

      1) 4500 м астам биіктік кезінде кабинадағы герметизациясызданудан кейін ұшудың барлық уақыты ішіндегі жолаушылар кабинасындағы барлық тұлғалар;
 

      2) 4200 м-ден 4500 м қоса алғандағы кабинадағы биіктік кезінде кері герметизациядан кейін ұшудың барлық уақыты ішінде жолаушылар кабинасындағы кемінде 30 % тұлғалар;
 

      3) 3000 м-ден 4200 м қоса алғандағы биіктік кезінде кері герметизациядан кейін ұшудың барлық уақыты ішінде жолаушылар кабинасындағы кемінде 10 % тұлғалар.
      Жолаушылар үшін апатты оттегінің жүйесін қолдану кезінде оттегінің жалпы саны бортсеріктерді қоса алғанда, жолаушылар кабинасындағы барлық тұлғалардың тұтынуынан 10 минуттан кем емес уақытқа есептелуі тиіс.
      Герметикалық кабинадағы ұшақ үшін жолаушылардың 2% үшін, бірақ 2400 м астам биіктік кезінде кабинаның кері герметизациясынан кейін ұшудың барлық уақыты ішінде бір жолаушыдан кем емес терапевтикалық тынысталумен қамтамасыз етілуі тиіс. Тынысталу кем дегенде екі нүктеден қамтамасыз етілуі тиіс. Бұл ретте, борт серігін түтіннен қорғау үшін талап етілетін оттегінің қоры ескерілуі тиіс.

67. Оттегімен жабдықтау көздері

      440. Экипаж мүшелері мен жолаушыларға оттегіні беру әртүрлі көздерден жүзеге асырылуы тиіс. Жалпы көзді қолдану жағдайында өз жұмыс орындарында орналасқан экипаждың мүшелері үшін оттегінің қажетті санын резервтеуді қамтамасыз ететін құралдар көзделуі тиіс.
      Экипаж бен жолаушыларды оттегімен тыныстандыруды қамтамасыз ету бойынша талаптарды қанағаттандыру үшін жалғамалы оттегі көздері де қолданылуы мүмкін.
 

      441. Тұрақты жүйеде немесе жалғамалы ретінде оттегінің (генератордың) химиялық көзін қолдану жағдайында ол мынадай талаптарға сәйкес жоспарлануы және орнатылуы тиіс:
 

      1) генератор өртотқауіпсіз болуы тиіс;
 

      2) іске қосылғаннан кейінгі жай-күйден көздің қалыпты (жұмыс) жай-күйін визуалдық айыру мүмкіндігі көзделуі тиіс;
 

      3) егер оған дейін экипаж мүшесі немесе жолаушы қолын тигізуі мүмкін оны орналастыру мен бекітуге арналған көз үстінің немесе құрылғысының температурасы 40 о С және одан астамға жетуі мүмкін болса, көздің жұмысы салдарының қызуы туралы ескерту болуы тиіс.

68. Экипажға арналған оттегі жабдығы

      442. Оттегі жетіспеушілігінен экипажды қорғауға арналған оттегі жабдығы.
      Экипаж мүшелерінің оттегі жабдығы (оттегін беруді реттегіштер, оттегі аспаптары, оттегі маскалары) ауамен оттегінің қоспасына және таза оттегіге қолмен ауыстыру мүмкіндігімен тыныстау-автоматты типінде болуы тиіс. Оттегін апатты беру де көзделуі тиіс.
 

      443. Ұшу уақытында өз жұмыс орнында орналасқан экипаждың әрбір мүшесінің оттегі жабдығы толық әзірлік жағдайында болуы тиіс.
      Жұмыс орнында орналасқан экипаждың әрбір мүшесі оттегі маскасымен, оны тиісті жағдайында бетінде ұстап тұратын тиісті бекітпесі бар бетке жабысып орналасқан өлшемдері бойынша мүмкіндігінше әртүрлі оттегі маскасымен жабдықталуы тиіс.
      Оттегі маскасы оны пайдалану кезінде мыналарға:
      ұшу кезінде өз міндеттіліктерін қиындықсыз орындауға экипаж мүшелеріне мүмкіндік беруге;
      сыртқы және ішкі радиобайланысын жүргізуге мүмкіндік беруге тиіс.
      Ұшу биіктігі 9000 м дейінгі ұшақта экипаждың әрбір мүшесінің маскасы оны өз жұмыс орнынан оған алуға және оңай қолдануға мүмкіндік беретін жерде және жай-күйде орналасуы тиіс.
      Ұшу биіктігі 9000 м астам ұшақта экипаждың әрбір мүшесінде оттегі маскасы болуы тиіс, оның көмегімен бір қолымен 5 с ішінде бетіне киілуі тиіс.
 

      444. Экипажды түтіннен, көміртегі тотығынан және басқа да зиянды газдардан қорғауға арналған оттегі жабдығы (түтіннен қорғау жабдығы).
      Ұшақта экипаждың әрбір мүшесінің жұмыс орындарында тыныс алу органдары мен көзге экипаждың кабинасында өз міндеттіліктерін орындау уақытында түтіннің, көміртегі тотығының және басқа да зиянды газдардың әсер етуінен экипаждың мүшелерін қорғау үшін жабдық орнатылуы тиіс. Осы мақсат үшін экипаждың әрбір мүшесіне арналған есептік жағдайларға келтірілген (қысымы 760 мм сынап бағанасы (1010,8 мбар), температура 20 о С) 300 л кем емес оттегінің қоры көзделуі тиіс.
      Тыныс алу органдарын қорғау үшін пайдаланылатын оттегі маскасы талаптарға жауап беруі тиіс және оны қолдану үшін түтіннен қорғау көзілдіріктерімен оны қолдану үшін жарамды болуы тиіс. Беттің барлығын жауып тұратын маска да пайдаланылуы мүмкін.
      Көзді қорғауға арналған көзілдірік пен маска көздің көру аумағын шектемейтіндей, шынылар буланбайтындай, қаралатын заттар мен олардың түстері бұрмаланбайтындай ұсынылған функцияларды орындауға кедергі келтірмеуі тиіс, сондай-ақ, белгіленген үлгідегі жақтауы бар диоптриялық түзеумен көзілдірікті қолдануға мүмкіндік беруі тиіс.
      Кері герметизацияланған кабинада немесе түтінденген бөліктерде жылжу үшін қалыпты есептік жағдайларға келтірілген (қысым 760 мм сынап бағанасы (1010,8 мбар), температура 20 о С) сыйымдылығы 300 л кем емес көзбен тыныс алу автоматтық жүйесіндегі  жылжымалы оттегі аспабы (блогы) көзделуі тиіс. Аспап (блок) беттің барлығын жабатын түтіннен қорғау маскасымен жабдықталуы және экипаждың кабинасында орналастырылуы тиіс.

69. Жолаушылар мен бортсеріктеріне арналған оттегі жабдығы

      445. Апатты оттегі жабдығы.
      Ұшақтағы оттегі жетіспеушілігінен қорғау үшін тұрақты оттегі жүйесі немесе жылжымалы жабдық қолданылуы тиіс. Бұл ретте, масканы қажетті жағдайда ұстап тұратын қарапайым бекітпесі бар, бетке жеткілікті түрде нығыз жапсырылып тұратын үздіксіз берудегі оттегі маскалары пайдаланылуы тиіс. Жылжымалы оттегі аспаптары оған бір мезгілде 2-4 масканы қосу үшін ыңғайластырылуы мүмкін.
      432-тармаққа сәйкес айқындалған 4500 м астам биіктік кезіндегі герметикалық кабинадағы ұшақтарда оттегі нүктелерінің (штуцерлер мен маскалардың) жалпы саны ұшақтағы орындардың санынан 10% астамға асуы тиіс. Оттегі нүктелері жолаушының әрбір орнының жанында, сондай-ақ мүмкіндігінше кабинаның барлық жерінде теңдей орналасуы тиіс. Маскаларды беруден кейін олар өз орындарында отырған жолаушылардың шолу аумағы мен жету аймағында орналасуы тиіс. Әрбір әжетхана және жуыну бөлмелерінде екі оттегі нүктелерінен орнатылуы тиіс.
      Кабинаны кері герметизациялаудан кейін жолаушыларға оттегіні беру төменде көрсетілгендерге сәйкес жүргізіледі:
      4200 +300 м астам биіктік кезіндегі кабинада барлық оттегі маскалары автоматты түрде беріледі, оттегі жеткізілген, бірақ беру жоқ. Оттегін беру масканы кие отырып, бір мезгілде басталады;
      4200 +300 м және төмен биіктік кезіндегі кабинада оттегі маскаларының іс-әрекетін бортсерігі жүргізеді.
 

      446. Терапевтикалық оттегі жабдығы.
      Жолаушыларды оттегімен терапевтикалық тыныстандыру жылжымалы оттегі аспаптарының (блоктарының) немесе тұрақты жүйенің оттегі нүктелерінің көмегімен қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      447. Бортсеріктерінің жылжымалы оттегі жабдығы.
      Кабинаның кері герметизациясынан кейін жолаушыларға көмек көрсетумен айналысатын әрбір бортсерігі қоректендіру 15 минуттан кем емес мерзімде оттегінің қорымен жылжымалы оттегі аспабы (блогы) бар маскамен қамтамасыз етілуі тиіс. Кабинаның түтінденуі кезінде жолаушыларға көмек көрсету функциясы ҰПБ сәйкес жүктелген бортсеріктері түтіннен қорғау маскаларымен қосымша қамтамасыз етілуі тиіс. Оған түтіннен қорғау маскасымен түйістірілген аспап талаптарға сәйкес болуы тиіс және бортсерігі үшін қолжетімді жерде орнатылуы тиіс.

70. Ұшақта оттегі жабдығын пайдалану және орналастыру қауіпсіздігі

      448. Тұрақты оттегі жүйесінде өрт кезінде қысымның апатты артуы жағдайында борттан баллондардан оттегін шығару үшін құрылғы көзделуі тиіс.
 

      449. Ұшақта оттегі жабдығын орналастыру кезінде мынадай талаптар орындалуы тиіс:
      Оттегі жабдығының элементтері өртқауіпсіздігі аймағында орналаспауы тиіс және мұндай аймақтан тыс таралатын қызудан қорғалуы тиіс.
      Оттегі жабдығының элементтері олардың қалыпты жұмысы кезінде және сынған жағдайда сыртқа шығатын оттегі қандай-да бір басқа жабдықтың қалыпты жұмысы, бас тартуы немесе сынуы кезінде орын алатын майлардың, сұйықтықтардың немесе булардың жануын тудырмайтындай жолмен орнатылуы тиіс.
      Оттегі жабдығының элементтері ұшқын шығарудың герметикалық көздерінен тұратын электр жабдығы элементтерінен алып тасталуы тиіс.
      Оттегі көздері мен жолын жабатын және редукциялайтын құрылғылармен оттегінің көздерін біріктіретін тұрба құбыры апатты қону кезінде олардың бұзылуы мүмкіндігі мен қаупін азайтатындай орналасуы тиіс.

71. Оттегі жабдығын пайдалану

      450. Оттегі жабдығының конструкциясы және оны ұшақта орналастыру ұшуда басқарушы және бақылаушы органдардың пайдалану ыңғайлылығын және оны қызмет көрсету кезінде оттегі жабдығының элементтеріне қолжетімділікті қамтамасыз етуі тиіс.
      Ұшақтағы оттегінің көздерінде оттегі қорының бақылау құрылғысы болуы тиіс. Тұрақты оттегі жүйелеріндегі оттегінің қорын бақылау үшін мұндай құрылғылар экипаждың кабинасында да орналасуы тиіс.
 

      451. Экипаж мүшелеріне маскаға оттегін беруді бақылайтын құрылғы көзделуі тиіс.
 

      452. Барлық оттегі маскалары жеңіл тазарту мен дезинфекция үшін ыңғайластырылған болуы тиіс. Мүмкіндігінше, бұл операциялар экипаж мүшелерінің оттегі маскалары үшін арнайы борт аптечкасының көмегімен орындала алатындай болуы тиіс.
 

      453. Апатты оттегі жүйесімен жабдықталған ұшақтарда ұшу алдында жолаушыларға оттегі маскасын пайдаланудың ережесі мен әдістері хабарландырылуы және көрсетілуі тиіс. Осы мақсатта ұшақта көрсету маскалары мен оларды орналастыру орындары көзделуі тиіс.

72. Мұздануға қарсы қорғау

      454. Мұздану жағдайында пайдалану үшін жол берілетін ұшақтың сипаттамасы мен конструкциясы барлық пайдалану биіктіктері мен жылдамдықтарда мұздану жағдайында ұшудың қауіпсіздігін қамтамасыз етуі тиіс.
 

      455. Ұшақты қорғау ұзақ мұзданудың 5-кестеде көрсетілген мынадай диапазонында ерекше жағдайлардың туындауынсыз қамтамасыз етілуі тиіс:
 
Сыртқы ауаның температурасы, о С      0      -10      -20      -30
Сулылық, г/м 3                        0,8     0,6      0,3      0,2
Биіктік,м                           5000    6000     8000     9500
Тамшының есептік орташа
арифметикалық өлшемі, мкм           20
Мұздану аймағының көлденең
ұзақтығы,км                         200
Тік ұзақтығы, м                     2000

      Сулану мен температураның шекті мәндері кезінде ұшу жағдайларын күрделілендіруге жол беріледі.
      Ескерту: Қорғау деп конструктивтік, аэродинамикалық және өзге де іс-шаралардың кешені (ұшақта мұздануға қарсы қондырғыны қамтитын) түсініледі.
 

      456. Ұшақты қорғау қысқа мерзімді мұзданудың 6-кестеде көрсетілген мынадай жағдайларында күрделі жағдайдың туындауынсыз қамтамасыз етілуі тиіс (бұл ретте, мұздану себебі бойынша күш қондырғысын орнатудан бас тартуға жол берілмейді):
 
Сыртқы ауаның температурасы, о С  0   -10   -20   -30   -40
Сулылық, г/м 3                      2,5  2,2   1,7   1,0   0,2
                                 500- 500-  2000- 3000- 5000-
Биіктік, м                       5000 6000  8000  9500  11000
Тамшының есептік орташа
арифметикалық өлшемі, мкм        20
Мұздану аймағының көлденең
ұзақтығы, км                     5-10

      457. Ұшақ планерінің мұздануға қарсы жүйесі (бұдан әрі - ПОС) талаптарға сәйкес жобалануы тиіс, ал күш қондырғыларының, биіктік-жылдамдық өлшемдері аспаптары датчиктерінің (ПВД, шабуыл бұрыштарының және сырғанау датчиктері және т.б.) және мұзданудың дабыл бергіш ПОС-ы талаптарға сәйкес жобалануы тиіс.
      ПОС жұмысы кезінде ерекше жағдайлардың туындауына алып келмейтін планер мен күш қондырғысының элементтерінде қалдық мұздың жинақталуына жол берілмейді.
 

      458. Жұмыс істеуі қозғалтқыш жұмысымен байланысты ПОС ұшағында қолдану жағдайында осы бөлімнің талаптарына сәйкес ұшудың кез келген кезеңінде бір (сындарлы) қозғалтқыштың бас тартуы кезінде де айқындау қажет. Бұл ретте, ПОС тиімділігінің төмендеуі апатты жағдайлардың туындауына алып келмейтіндігі көрсетілуі тиіс.
 

      459. Ұшақ мұздану жағдайындағы ұшу уақытының ішінде мұздану туралы дабыл беруді, экипажды уақтылы ескертуді қамтамасыз ететін мұздану дабылы құралдарымен жабдықталуы тиіс.
      Ұшақты сертификаттау кезінде сипаттамалары, сигнализатордың конструкциясы және ұшақта оны орнатудың орны эталондық цилиндрде 10-15 мм 0,5 мм дейінгі қалыңдықтағы мұздың құралуы болғаннан кешіктірмей мұзданудың басталуы туралы дабылды беруді қамтамасыз ететіні көрсетілуі тиіс.
      Ұшақта мұзданудың визуалдық көрсеткішін немесе интенсиметрді орнату, сондай-ақ оны қолмен қосу және сөндірудің міндетті болуы кезінде ПОС-ды автоматты қосуды (басқаруды) көздеу ұсынылады.
 

      459. Жердегі ПОС-тың ақаулығы мен жұмыс қабілеті, сондай-ақ, ұшудағы оның жұмысы үшін бақылау мүмкіндігі қамтамасыз етілуі тиіс. Экипаждың мүшелері үшін күндіз және түнде ұшақтың үстіндегі және бөліктеріндегі мұздың болуына тікелей немесе жанама бақылау мүмкіндігі қамтамасыз етілуі тиіс. Визуалдық бақылауға жататын нақты үстілері мен бөліктері ұшақты жобалау және сертификаттау процесінде талдау нәтижелері бойынша айқындалады.
 

      460. ПОС жұмысы ұшудың жағдайларын күрделілендіруге алып келетін ұшақтың ұшу сипаттамаларын өзгертуін тудыруы және осы Нормалармен белгіленген рұқсат етілген деңгейден асатын навигациялық және радиотехникалық жабдықтың жұмысында кедергілер жасауға, сондай-ақ ұшақтың басқа жүйелерінде бас тартуды немесе жұмыста бұзушылықты тудыруы тиіс емес.
 

      461. ПОС планер мен қозғалтқыштарды пайдалану ҰПБ сәйкес қозғалтқыштар жұмысының барлық пайдалану режимдерінде қамтамасыз етілуі тиіс.
      Жағдайдағы күш қондырғысы элементтеріндегі мұздың мүмкін болатын жиналуы және жұмыс істейтін ПОС кезінде және ПОС-ты қосудың кешігуі кезінде қолайсыз салдарларға алып келмеуі тиіс.
 

      462. Жұмыс істемейтін ПОС планермен мұздану жағдайында ұшақтың түсуі кезінде апатты жағдайдың туындауынсыз ҰПБ сәйкес ұшуды аяқтау мүмкіндігі қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      463. Мұзданудан қорғалмаған жекелеген ұстап тұратын беттерінің және конструкцияның басқа да элементтері бар ұшақтар үшін талаптарға сәйкес барлық пайдалану биіктіктері мен жылдамдықтарында мұздану жағдайындағы ұшудың қауіпсіздігі қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      464. Мұздану жағдайында ұшақты басқару және механикаландыру органдарын мұздың бітеп тастауы немесе бұзуы болмауы тиіс.
 

      465. Мұздану жағдайларына арналмаған ұшақтар үшін ҰПБ-ға сәйкес авариялық жағдайдың туындауынсыз мұздану аумағынан шығуға қажетті уақыт ішінде мұздану жағдайына әдейі емес түсуі кезінде ұшу қабілеті қауіпсіздігі қамтамасыз етілуі тиіс.
      Көрсетілген ұшақтарға мұздану дабыл беруін, сондай-ақ күштік қондырғылардың мұзданудан, экипаж қабинасының, биіктік-жылдамдық өлшемдерінің приборлар датчиктерінің т.б. қырауланудан қорғалуын көздеу ұсынылады.
 

      466. Ұшақтың осы тараудың талаптарына, сондай-ақ мұздану жағдайларында ұшуға қатысты 9, 10, 13, 14, 15 тараулар талаптарына сәйкес келетін табиғи мұздану жағдайларында сынақтарды қоса алғанда жерүсті және ұшу сынақтарының есептерімен және кешендерімен растауы тиіс. Сынақтардың ұсынылатын тізбелері:
 

      1) ұшақтың жекелеген бөлімдерінің немесе олардың моделдерінің "құрғақ" ауада және табиғи мұздану жағдайларында зертханалық және стендтік сынақтары;
 

      2) ұшақтың моделдерін немесе оның жекелеген бөлшектерін аэродинамикалық түтікте мұз имитаторларымен сынау;
 

      3) ұшақты»құрғақ ауада ұшу сынағы;
 

      4) ұшақты немесе оның бөліктерін табиғи мұзданудың бақылататын жағдайларында ұшу сынағы;
 

      5) ұшақты мұз имитаторларымен ұшу сынағы;
 

      6) ұшақты табиғи мұзданудың бақыланатын жағдайында ұшу сынағы.

73. Ұшу ақпаратын жинау жүйесі

      467. Жинау жүйесі жинақтаған ұшу ақпараты ұшу оқиғаларының себептерін және олардың алғы шарттарын белгілеу мен талдауға арналған әрі авиациялық техниканың техникалық жай-күйін бағалауға, ұшақтың жүйелері мен агрегаттарының жұмыс режимін бақылауға, экипаждың іс-қимылын бағалауға арналған.
      Ұшу ақпаратын жинау жүйесі құрамына:
      өлшемдік ақпараттарды жинаудың борттық құралы (бұдан әрі - ӨАЖБҚ);
      дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралы (бұдан әрі - ДАЖБҚ) кіруі тиіс.
      Ескерту. Салмағы 10 т кем және экипаж мүшелері 2 адамнан аспайтын ұшақтар үшін ДАЖБҚ орнату бөлігіндегі талаптар ұсынбалы болып табылады.
      Өлшемдік ақпаратты жинаудың борттық құралы мен дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралы ұшақты қалыпты жұмысы кезінде бақыланатын жүйелері мен жабдықтарының жұмыс қабілетін бұзбауы, ал бұл борт құралдары мен байланыс желілерінде ақау болған кезде ұшудың қиындатылған жағдайларынан гөрі нашар ахуалдарға әкелмеуі тиіс.
      Ұшу ақпаратын жинау жүйесінде ӨАЖБҚ және ДАЖБҚ-ты электр қуатының авариялық көзінен ажыратып-қосуды қамтамасыз ететін құрылғы көзделуі тиіс.
      Борт құралдарын қосу және ажырату автоматты, сондай-ақ қолмен жүргізілуі тиіс. Ұшу кезінде бұл борт құралдарын ажырату болмауы тиіс.
      Өлшемдік және дыбыстық ақпаратты ілеспе жаңалау қамтамасыз етілуі тиіс.
      Өлшемдік ақпаратты жинаудың борттық құралдары мен дыбыс ақпаратын жинау құралдары 1087-88 т. қосымшасына сәйкес сыртқы ықпал ету жағдайларында қалыпты жұмыс істеуі тиіс.
      ӨАЖБҚ және ДАЖБҚ-тың қорғалған жинағыштары 1087-88 т. айтылған сыртқы ықпал жағдайларындағы ұшу оқиғалары жағдайында ұшу кезінде жиналған ақпараттың сақталынуын қамтамасыз етуі тиіс.
      ӨАЖБҚ және ДАЖБҚ-тың қорғалған жинағыштары ұшу оқиғалары кезінде ақпараттың сақталуын барынша ықтималдығын қамтамасыз ететін орындарда орнатылуы тиіс.
      ӨАЖБҚ және ДАЖБҚ-тың қорғалған жинағыштары ашық қызғылт-сары немесе ашық-сары түске боялып, оларда мынадай жазулар болуы тиіс:
      АВАРИЙНЫЙ САМОПИСЕЦ - орыс тілінде
      FLIGHT RECORDER - ӨАЖБҚ үшін
      VOICE RECORDER - ДАЖБҚ үшін ағылшын тілінде.

74. Өлшемдік ақпаратты жинаудың борттық құралы

      468. Өлшемдік ақпаратты жинаудың борттық құралы өлшемдердің мына топтарын тіркеуді қамтамасыз етуі тиіс:
      қызметтік өлшемдер (уақыт, рейс нөмірі, ұшақ нөмірі, ұшу күні);
      ұшақтың қозғалысын сипаттайтын өлшемдер;
      ұшақты басқару органдарының жағдайын сипаттайтын өлшемдер;
      күштік құрылғылардың жай-күйін сипаттайтын өлшемдер;
      ұшақ жүйесінің жай-күйін сипаттайтын өлшемдер.
 

      469. Өлшемдік ақпаратты жинаудың борттық құралының қорғанбалы жинақтағышы ӨАЖБҚ жұмысының кемінде соңғы 25 сағаты ішіндегі ақпаратты жинақтауын және сақтауын қамтамасыз етуі тиіс.

75. Дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралы

      470. Дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралы ішкі және сыртқы байланыстар бойынша сөйлесулерді, ұшқыштардың телефонына және қатты сөйлегіштерге түсетін арнайы дабылдарды, сондай-ақ экипаж кабинасындағы ашық сөйлесулерді үздіксіз жазуды қамтамасыз етуі тиіс.
 

      471. Дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралдарында жазбалардың кемінде төрт тәуелсіз арналары болуы тиіс.
      Ақпаратты бөлуді былайша орындау ұсынылады:
      1-ші арна бойынша - сол жақтағы ұшқыш (Ішкі байланыс аппаратурасын қолдана отырып);
      2-ші арна бойынша - оң жақтағы ұшқыш (Ішкі байланыс аппаратурасын қолдана отырып);
      3-ші арна бойынша - экипаж кабинасында орнатылған ашық микрофон (микрофондар);
      4-ші арна бойынша - уақыт жазбасы.
      Дыбыстық ақпаратты жинаудың борттық құралдары жинақтаған ақпарат кемінде ДАЖБҚ жұмысының соңғы 30 минутына дейін сақталынуы тиіс.
      АВС-мен жұмыс істейтін арналар бойынша сөздерді жаңғырту сапасы арнайы жерүсті құрылғыларының жаңғыртуының 95 пайызынан нашар болмауы тиіс.

76. Авариялық-құтқару жабдығы

      472. Ұшақ жолаушылар мен экипаж мүшелері жарақаттануының ең аз мүмкіндігіне әкелу және ұшақтың авариялық қонуы жағдайында оларды көшіру мүмкіндігін қамтамасыз ету мақсатындағы талаптарды қанағаттандыратын борттық авариялық-құтқару кешенімен жарақтандырылуы тиіс.
 

      473. Адамның креслоға бекіген басы, денесі мен аяғының мүмкін болатын орналасу аймағында ұшақтың авариялық қонуы кезінде жүктеме әсерімен оған жарақат түсіруі мүмкін конструкциялар мен жабдық элементтері болмауы тиіс.
 

      474. Ұшақтың шарықтауы мен қонуы кезінде отырған немесе ұшақтың қалыпты ұшуы, тұрған және авариялық көшіру кезінде ұшақ ішімен қозғалуы кезінде жарақат түсіруі мүмкін конструкциялар мен жабдықтардың шығып тұрған элементтерінің бұрыштары дөңестене бітуі немесе жұмсақ қамтамасыз болуы тиіс.
 

      475. Егер ұшақ жекелеген кабиналарға (салондарға) бөлініп, олардың арасындағы өткін тар боса, онда жекелеген әрбір кабина (салон) 432-тармақтың талаптарын қанағаттандыруы тиіс.

77. Креслолар мен бекітпе құралдары

      476. Ұшақ бортындағы әрбір адам үшін тиісті бекітпе құралдары бар кресло (отырғыш) көзделуі тиіс.
      Әрбір кресло (отырғыш), оның ұшаққа бекіткіш тораптары, ондағы адамды бекітпе құралдары мен олардың адамды бекіту тораптары (отырғышқа, ұшақ конструкциясына) жобалануы тиіс.
      Бұл ретте жолаушы мен борт жолсерігінің салмағы 80 кг.-ға, ал экипаж мүшесінің салмағы 90 кг.-ға тең болуы тиіс.
      Жолаушылар мен борт жолсеріктерінің креслолары (отырғыштары) ұшақ ұшуының бағыты бойынша немесе оған қарсы орнатылуы тиіс. Креслоларды ұшақтың ұшу бағытына қарсы орнату кезінде ұшақтың авариялық қонуы жағдайында адамның басына арналған тірекпен қамтамасыз етілуі тиіс.
      Экипаждың барлық креслолары белдік және иықтық байлау белдіктерімен жарақталуы тиіс. Экипаждың ұшу құрамының креслолары иықтық байлау белдіктерін автоматты түрде тұйықтау тетігімен жарақталуы тиіс.
      Борт жолсеріктерінің креслолары кабинаның едені деңгейіндегі авариялық шығыстар маңында орналасуы тиіс.
      Ескерту. Егер борт жолсеріктерінің саны кабинаның едені деңгейіндегі авариялық шығыстар санынан астам болса, онда қалған борт жолсеріктері олардың функционалдық міндеттері мен кабинадағы жолаушылардың бөлінуіне қарай кез келген басқа жолаушылар кабинасында орналасуы мүмкін.
 

      477. Жолаушылардың креслолары:
 

      1) белдік байлау белбеулерімен, немесе;
 

      2) белдік немесе иықтық байлау белбеулерімен, немесе;
 

      3) белдік байлау белбеулерімен немесе адамның денесі мен басын ұстайтын соққы жұтқыш тірекпен жарақтандырылуы тиіс.
 

      478. Реттемелі, жиналмалы және айналмалы креслолар (отырғыштар) ұйғарылған жүктелім жағдайларында олар бекітпе тораптарында қозғалмайтындай болып жобалануы тиіс. Оларды жұмыс немесе жұмыстан тыс жағдайын орнату кезінде бұл креслоларды (отырғыштарды) бекіту қамтамасыз етілуі тиіс.

78. Экипажға арналған авариялық шығыстары

      479. Ұшақ экипажының кабинасында фюзеляждың әрбір бортында экипаж үшін бір бірден немесе бір жоғары люк түрінде жеңіл қол жетімді авариялық шығыстар көзделуі тиіс.
      Ескерту. Егер экипаж оның кабинасына тікелей жақын орналасқан жолаушыларға арналған авариялық шығыстарды пайдалана алатын болса, 20-дан аспайтын жолаушылар орны саны бар ұшақтар үшін мұндай шығыстарды көздемеуге болады.
 

      480. Экипажға арналған авариялық шығыстар ойығының мөлшері:
 

      1) борттық шығыстар - 480x510 мм;
 

      2) жоғарғы люк - 500x510 мм кем болмауы тиіс, бұл ретте олар тік бұрышты нысанда немесе люктің дөңгелек нысаны кезінде диаметрі 640 мм. болуы тиіс.
      Экипаждарға арналған авариялық шығыстар ретінде, егер олардың ойығы белгіленген авариялық шығыстарға сәйкес болса, желкөздер де пайдаланылуы мүмкін.
 

      481. Ұшақта экипаж кабинасынан жолаушылар кабинасына (вестибюль) өтетін есік көзделуі тиіс, ол:
 

      1) жолаушылар кабинасына қарай ашылуы;
 

      2) экипаж кабинасынан жабылатын құлпы;
 

      3) экипаж кабинасынан жабық есік алдындағы кеңістікті көруді қамтамасыз ететін оптикалық»"көзшесі" болуы;
 

      4) ашық күйде бекітілуі тиіс.

79. Жолаушыларға арналған авариялық шығыстар.
Типтері мен орналасуы

      482. Жолаушыларға арналған авариялық шығыстардың типтері мен жалпы орналасуы 495-тармаққа сәйкес болуы тиіс.
 

      483. I типі. Бұл тип шығысының дөңгелектелген бұрыш радиустері ойық енінің 1/3 аспайтын, ені кемінде 610 мм және биіктігі кемінде 1220 мм болатын тік бұрышты нысандағы ойығы болуы тиіс.
      I тип шығысы кабина еденінің деңгейінде орналасуы тиіс.
 

      484. ІІ типі. Бұл тип шығысының дөңгелектелген бұрыш радиустері ойық енінің 1/3 аспайтын, ені кемінде 510 мм және биіктігі кемінде 1120 мм болатын тік бұрышты нысандағы ойығы болуы тиіс.
      II тип шығысы, егер ол қанат үстінде орналаспаса кабина еденінің деңгейінде болуы тиіс. Шығыс қанат үстінде орналасқан кезде оның ұшақ ішіндегі төменгі жиегі еденнен 250 мм аспайтын биіктікте, ал ұшақ сыртына шығатын төменгі жиектен шыққан кезде адам басуы тиіс қанат үстіне дейінгі ара қашықтық 430 мм аспауы тиіс.
 

      485. ІІІ тип. Бұл тип шығысының дөңгелектелген бұрыш радиустері ойық енінің 1/3 аспайтын, ені кемінде 510 мм және биіктігі кемінде 910 мм болатын тік бұрышты нысандағы ойығы болуы тиіс.
      ІІІ типтің шығысы кабина деңгейінің еденінен жоғары орналасуы тиіс, бұл ретте оның ұшақ ішіндегі төменгі жиегі еденнен 510 мм аспайтын биіктікте, ал ұшақ сыртына шығатын төменгі жиектен шыққан кезде адам басуы тиіс қанат үстіне дейінгі ара қашықтық 690 мм аспауы тиіс.
 

      486. ІV типі. Бұл тип шығысының дөңгелектелген бұрыш радиустері ойық енінің 1/3 аспайтын, ені кемінде 480 мм және биіктігі кемінде 660 мм болатын тік бұрышты нысандағы ойығы болуы тиіс.
      ІV типтің шығысы кабина қанат үстінде орналасуы тиіс, бұл ретте оның ұшақ ішіндегі төменгі жиегі еденнен 740 мм аспайтын биіктікте, ал ұшақ сыртына шығатын төменгі жиектен шыққан кезде адам басуы тиіс қанат үстіне дейінгі ара қашықтық 910 мм аспауы тиіс.
 

      487. Фюзеляж асты шығысы. Бұл шығыс типі жолаушылар кабинасынан фюзеляждың төменгі бөлігінің қаптамасы арқылы шығуды білдіреді. Бұл тип шығысының мөлшері мен нысаны I типінің шығысына сәйкес болуы тиіс (ұшақтың жердегі қалыпты жағдайы кезінде).
 

      488. Фюзеляждың құйрық бөлігі (конус) шығысы. Бұл тип шығысы жолаушылар кабинасынан фюзеляждың құйрық бөлігінен қаптама және фюзеляждың ашылмалы құйрық сүйірі (конусы) арқылы шығуды білдіреді.
      Бұл тип шығысы кемінде ІІІ тип шығысына сәйкес болуы тиіс.
 

      489. А типі. Егер ол мына талаптарға сәйкес болса, авариялық шығыс А типі ретінде айқындалуы мүмкін:
 

      1) шығыс дөңгелектелген бұрыш радиустері ойық енінің 1/6 аспайтын, ені кемінде 1070 мм және биіктігі кемінде 1830 мм болатын тік бұрышты нысандағы ойығы болуы тиіс;
 

      2) шығыс кабина еденінің деңгейінде болуы тиіс;
 

      3) егер тек бір бойлық өткін болса, онда шығыс жолаушылар ағыны жолаушылар кабинасынан ұшақтың тұмсық жағынан да құйрық жағынан да бағытталатындай болып орналасуы тиіс;
 

      4) әрбір шығыстар жақын бойлық өткінге дейін ені кемінде 910 мм болатын бос көлденең өткін болуы тиіс;
 

      5) егер екі немесе одан да көп бойлық өткіндер болса, онда олардың арасында жақын бойлық еткіннен авариялық шығысқа дейін көлденең өткіндерге бастайтын, ені кемінде 510 мм болатын бос көлденең өткіндер болуы тиіс;
 

      6) мұндай әрбір шығыс жанында борт жолсерігіне арналған ең азы бір кресло көзделуі тиіс;
 

      7) көлденең өткіннің екі жағындағы әрбір шығыс жанында көлденең өткіннің осы тармақтағы енін азайтпай, жолаушыларды эвакуациялау кезінде экипаж мүшелері көмек көрсете алатындай тереңдігі кемінде 300 мм және ені кемінде 600 мм болатын бос орын көзделуі тиіс;
 

      8) көмекші құрал қажет болатын қанат үстінде орналасқан әрбір шығыс екі жолдық авариялық траппен немесе екі дербес ағынмен адамдарды эвакуациялауды қамтамасыз ететін соған барабар құралмен жарақтандырылуы тиіс;
 

      9) қанат үстінен 430 мм астам орналасқан әрбір шығыс қанаттан эвакуациялық түсуді жеңілдетуге арналған көмекші құралмен жарақтандырылуы тиіс.
 

      490. Қанат үстіндегі авариялық шығыстар ұшақтың жер үстіндегі қалыпты жағдайы немесе шассидің бір немесе одан да көп тіректерінің сынуына сәйкес оның кез келген жағдайы кезінде адамның қанатқа қауіпсіз шығуы қамтамасыз етілетіндей түрде орналасуы тиіс.
 

      491. Олардың нысаны тік бұрышты ма немесе олай емес пе, оған қарамастан мөлшері астам шығыстар, мынадай егер:
 

      1) белгіленген типтегі шығыс ойығы осы шығыс ойығына сәйкес болуы мүмкін;
 

      2) бұл шығыс ойығының негізі ені белгіленген типтегі шығыс ойығының төменгі жиегінің енінен кем емес жазық көлденең беті болған;
 

      3) бұл шығыстың төменгі жиегінен кабинаның еденіне және адам шыққан кезде аяқ басатын қанат бетіне дейінгі ара қашықтық белгіленген типтегі шығысқа арналған мәннен аспайтын болған жағдайларда қолданылуы мүмкін.
 

      492. Жолаушыларға арналған авариялық шығыстар фюзеляж ұзындығы бойынша мына факторларды ескере отырып, орналасуы керек:
 

      1) жолаушылардың кабинада орналасуы және оларды авариялық шығыстарға кедергісіз келуін қамтамасыз ету;
 

      2) жолаушылардың әлеуетті қауіпті аймақтар арқылы (қозғалтқыштардың ыстық бөліктері, айналатын қаңғалақтар т.б.) қозғалуын болдырмау.
 

      493. Егер фюзеляждың әрбір бортынан кабина едені деңгейінде тек бір авариялық шығыс қажет болып, фюзеляждың кұйрық (конус) бөлігінен фюзеляж асты шығуы көзделмеген болса, онда еден деңгейіндегі шығыстар жолаушылар кабинасының құйрық бөлігінде орналасуы тиіс (егер, олардың басқа орналасуы жолаушыларды авариялық эвакуациялау жағдайын жақсартпаса).
 

      494. Егер фюзеляждың әрбір бортынан кабина еденінің деңгейінде бірден астам авариялық шығыс қажет болса, онда жолаушылар кабинасының тұмсық және құйрық бөлігіне жақын фюзеляждың әрбір бортынан кабина едені деңгейінде ең азы бір-бір шығыс көзделуі тиіс.

80. Авариялық шығыстар саны

      495. Фюзеляждың әрбір бортынан жолаушыларға арналған авариялық шығыстардың ең аз саны мен типтері 7-кестеге сәйкес ұшақтағы жолаушылар санына сәйкес болуы тиіс:

7-кесте     

Жолаушылар орнының саны

Фюзеляждың әрбір бортына арналған  авариялық шығыстар саны

І Тип

ІІ Тип

III Тип

ІV Тип

1-10

-

-

-

1

11-19

-

-

1

-

20-39

-

1

1

-

40-79

1

-

1

-

80-109

1

-

2

-

110-139

2

-

1

-

140-179

2

-

2

-

      496. Оны жаңғырту кезінде ұшақтың жолаушылар сыйымдылығы ұлғайған кезде немесе ұшақты 179-дан астам, бірақ 299-дан аспайтын жолаушылар орнының барынша көп саны бар ұшақ жасау кезде және фюзеляждың екі борттарында бір-бірден орналасқан авариялық шығыстар 8-кестеде берілген мәліметтерге сәйкес болуы тиіс:

                                                     8-кесте

Авариялық шығыс
типі(фюзеляждың
әрбір бортында)

А Тип

I Тип

ІІ Тип

III Тип

Жолаушылар орнының саны

100

45

40

35

      Ескерту: егер эвакуация бойынша жүргізілген зерттеулер мен сынақтар нәтижесінде I типінің шығыс мөлшерінен А типі шығысының мөлшеріне дейін оның мөлшерлерін ұлғайту кезінде авариялық шығыстың өткізу қабілетінің ұлғаятыны дәлелденсе, онда зерттеулер мен сынақтар нәтижесі бойынша мұндай әрбір шығысқа келетін жолаушылар орнының санын ұлғайтуға рұқсат етіледі.
 

      497. 299-дан астам жолаушылар орын саны болған кезде фюзеляж бортына арналған авариялық шығыс А типі немесе I типі шығысы болуы тиіс. Фюзеляждың екі бортына бір бірден орналасқан А типінің әрбір жұп шығысы үшін 100-дан аспайтын жолаушылар орнына, ал I типінің әрбір жұп шығысына 45-тен аспайтын жолаушылар орнынан аспауы тиіс.
 

      498. Егер талап етілетін борттық авария шығыстарына қосымша фюзеляж асты авария шығыстары немесе ұшақ шассиінің бір немесе одан да көп тіректері сынып, эвакуация үшін барынша қолайсыз жағдайда тұратын ІІІ типі шығыстары арқылы эвакуация жылдамдығынан кем емес жолаушыларды эвакуациялау жылдамдығын қамтамасыз ететін фюзеляждың құйрық бөлігіндегі (конус) шығыс көзделсе, жолаушылар орны санының мына шектерден тыс ұлғайтуға рұқсат етіледі:
 

      1) 12 қосымша жолаушылар орындарына арналған фюзеляж асты шығыстары үшін;
 

      2) биіктігі кемінде 1530 мм болатын кабина едені деңгейіндегі герметикалық қабырға ойығы бар және 25 қосымша жолаушыларға арналған 512-тармаққа сәйкес көмекші құралдарымен жарақталған фюзеляждың құйрық бөлігіндегі (конус) шығыс үшін;
 

      3) ең азы III типіне сәйкес келетін, оның жоғары жиегінің биіктігі кабина еденінен кемінде 1420 мм болатын герметикалық қабырға ойығы бар және 15 қосымша жолаушылар арналған фюзеляждың құйрық бөлігіндегі (конус) шығыс үшін.
 

      499. Қанаттарының орналасуы қанат үстіндегі авариялық шығыстардың болуына мүмкіндік бермейтін ұшақтарда ІV типінің әрбір шығысы орнына ең азы III типінің шығысына сәйкес келетін шығыс қолданылуы тиіс.
 

      500. Авариялық шығыстардың ең аз қажетті санынан тыс белгіленген жолаушылар кабинасындағы әрбір авариялық шығыс талаптарға сәйкес болуы тиіс.

81. Суға қону кезіндегі авариялық шығыстар

      501. Егер ұшақта көзделген авариялық шығыстар талаптарға жауап бермесе, онда бұл талаптарды қанағаттандыратын қосымша авариялық шығыстар көзделуі тиіс.
 

      502. 10 және одан да аз жолаушылар орын саны бар ұшақтарда төменгі жиегі ватержелісінен биік болатын, ең азы ІV типі шығысына сәйкес келетін фюзеляждың әрбір бортына арналған шығыстар көзделуі тиіс.
 

      503. 11 және одан да аз жолаушылар орын саны бар ұшақтарда төменгі жиегі ватержелісінен биік болатын, ең азы III типі шығысына сәйкес келетін фюзеляждың әрбір бортына арналған шығыстар көзделуі тиіс. Бұл ретге 35 адамнан тұратын жолаушылардың әрбір тобына немесе осындай топтың бір бөлігіне кемінде екі шығыс (фюзеляждың әрбір бортына бір-бірден) көзделуі керек.
      Ескерту. Егер жүргізілген зерттеулер немесе сынақтар нәтижесінде үлкен мөлшерлі шығыстарды қолдану кезінде немесе басқа да тәсілдермен жолаушыларды эвакуациялау жағдайын жақсарту мүмкіндігі дәлелденсе, онда әрбір шығысқа сәйкес жолаушылар санын ұлғайтуға болады.
 

      504. Егер бүйірлік шығыстар ватержеліден жоғары тұрса, онда олар мөлшерлері III типінің шығыстарынан кем болмайтын жеңіл қол жетімді жоғары авариялық люктердің тең санымен ауыстырылуы тиіс.
      36 жолаушылар орын саны және кемінде III типінің екі бүйірлік шығысы бар ұшақтарда оларды бір жоғары авариялық шығыспен ауыстыруға болады.

82. Авариялық шығыстардың құрылысы

      505. Әрбір авариялық шығыс ұшақ ішінен және сыртынан ашылуы тиіс. Экипаж кабинасына тікелей жақын орналасқан және оған оңай қол жеткізу мен бұл кабинадан эвакуацияны қамтамасыз ететін басқа авариялық шығыстар болса, экипажға арналған желкөз түріндегі авариялық шығыстар тек ұшақ ішінен де ашылуы мүмкін.
 

      506. Авариялық шығыстардың есіктері мен қақпақтары, әдетте ұшақ сыртына ашылады. Ұшақ ішіне қарай ашылатын есіктер мен қақпақтар ұшақ ішінде есік немесе қақпақ маңында оны ашуға кедергі жасайтын адамдар жиналуын болдырмайтын құрал болған кезде ғана қолданылуы мүмкін.
      Авариялық шығыстардың есіктері кейіннен бекітпені қолмен ажырата алатын мүмкіндік қамтамасыз етіле отырып, толық ашық жағдайында автоматты түрде бекітілуі тиіс.
 

      507. Фюзеляждың деформациясы болмаған кезде әрбір авариялық шығысты ашудың мүмкіндігі:
 

      1) ұшақтың жердегі қалыпты жағдайы мен шассидің бір немесе одан да көп тиісті сынуының кез келген мүмкін жағдайында шығысты ашу құралдарын (тұтқасын) әрекетке келтіруге қажетті 15 кгс-дан аспайтын күшпен;
 

      2) шығыстың ашу құралдары әрекетке келгеннен бастаған сәттен толық ашқан сәтке дейін 10 с ішінде қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      508. Авариялық шығыстарды ашу құралдары мен тәсілдері қарапайым, ыңғайлы және авариялық шығыстардың бір типтері үшін бірдей болуы тиіс. Әрбір авария шығыстарын ашу көмекші құрылғыларды қолданбай-ақ (құрал, кілттер, алынбалы тұтқа т.б.) бір адам жүзеге асыруы тиіс.
      Авариялық шығыстарды ашу құралдарын әрекетке келтіру бір-екі қарапайым операциялармен жүзеге асырылуы тиіс.
 

      509. Жолаушылар кабинасындағы әрбір авариялық шығыстарды іштен бекіту және оның ұшудағы өздігінен ашылу, сондай-ақ ұшақтағы адамдардың кездейсоқ және бекіту құрылғысының кез келген элементінің бұзылуы нәтижесінде ашуы мүмкіндігін болдырмау үшін құрылғы көзделуі тиіс.
      Экипаж мүшелерінің (борт жолсеріктерінің) жолаушылар кабинасындағы авариялық шығыстардың толық бекігеніне көз жеткізу үшін бекіту құрылғыларын көзбен көру мүмкіндігі болуы керек.
      Бұдан өзге экипаж кабинасында авариялық шығыстардың жабық күйінің дабыл беру құралы көзделген болуы тиіс.
 

      510. Ұшақтың авариялық қонуы кезінде фюзеляждың майысуы нәтижесінде авариялық шығыстардың сыналасу мүмкіндігін төмендету үшін сындарлы шаралар қабылдануы қажет.
 

      511. Ұшақтың қалыпты жағдайы кезінде немесе шассилерінің бір немесе одан көп тіректерінің тиісті сынуындағы оның кез келген мүмкін жағдайында төменгі жиегі жерден 1800 мм биіктікте болатын қанат үстінде орналасқан авариялық шығыстарды қоспағанда, әрбір авариялық шығыс жолаушылар мен экипажды жерге қамтамасыз етуге арналған көмекші құралдармен жарақтануы тиіс.
 

      512. Жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығыстардың көмекші құралдары жұмыс жағдайында дербес ұсталатын авариялық трапы немесе басқа да барабар құралы болуы тиіс, олар:
 

      1) ұшақтың ішінен авариялық шығысты ашу процесінде автоматты түрде әрекетке түсуі тиіс. Бұл ретте кіру немесе қызметтік есік болып табылатын жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығыста кәдімгі пайдалану жағдайында ұшақтың ішінен немесе сыртынан есікті ашу кезінде олардың іске қосылуын болдырмауға арналған құрал көзделуі тиіс;
 

      2) авариялық шығыс ашылғаннан бастап 10 с аспайтын уақыт ішінде автоматты түрде жұмыс жағдайын қабылдай алатын болуы;
 

      3) ұшақтың жердегі қалыпты жағдайы кезінде және шассилердің бір немесе одан да көп тіректері сынған кезде адамдарды қауіпсіз түсіруді қамтамасыз етуі;
 

      4) кез келген бағытта 13 м/с жел жылдамдығы кезінде дербес қалыпты жұмыс жағдайын қабылдай алуы тиіс.
 

      513. Экипаждың авариялық шығыстары үшін көмекші қүралдар авариялық трап, авариялық арқан немесе басқа да барабар құрал болуы мүмкін.
      Авариялық арқан:
 

      1) ұзына бойы әрбір 400 мм сайын түйіндері бар жеткілікті түрде ұзын және диаметрі кемінде 15 мм болуы;
 

      2) авариялық шығыс ойығының жоғары жиегіне немесе соның маңына бекітілуі;
 

      3) түйіні бар бекітпе 180 кгс статикалық жүктемені ұстай алуы тиіс.
 

      514. Адамдарды эвакуациялауға арналған қатаң үсті авариялық шығысының әрқайсысында адамдардың жерге сырғанауы үшін пайдаланылатын жабын беттерін қоспағанда, тайғанақ емес беті бар жолдар көзделуі тиіс.
      Эвакуация жолының ені А типі авариялық шығыстары үшін кемінде 1070 мм және эвакуацияланатын адамдардың қозғалысын реттеуге арналған арнайы құралдар көзделген жағдайларды қоспағанда, барлық қалған авариялық шығыстар үшін кемінде 600 мм болуы тиіс.
 

      515. Егер қанат үсті авариялық шығыстары арқылы адамдардың эвакуациясы аяқталатын қанат орны шассилері шығарылған ұшақтың қалыпты жағдайы кезінде жер бетінен 1800 және одан да көп ара қашықтықты болса, онда адамдардың жерге түсуін жеңілдету үшін құралдар көзделуі тиіс.
      Бұл құрал ұшақтың қалыпты жағдайы мен шассилерінің бір немесе одан да көп тірегі тиісті сынуының кез келген мүмкін болатын жағдайы кезінде адамдарды қауіпсіз түсіруді қамтамасыз етуі тиіс.
      Егер эвакуация жолы жабынды арқылы өтетін болса, онда оның артқы жиегінің орналасу биіктігі ҰПБ-да көрсетілген ең аз қону бұрышы, оның ішінде ұшудың ерекше жағдайлары кезінде жабындылардың ауытқуы жағдайында өлшенуі тиіс.
 

      516. Авариялық шығыстардың, оның ішінде экипаж кабинасы желкөздерінің жиектерінде авариялық эвакуация кезінде жолаушылар мен экипаж үшін қауіп төндіретін өткір қыр, шығыңқылар т.б. болмауы тиіс.
 

      517. Егер авариялық шығысты ашу үшін күш беру жетектері қолданылатын болса, онда шығысты қолмен ашу мүмкіндігі де қамтамасыз етілуі керек.
 

      518. Егер авариялық шығыс сақтандырғыш қоршауымен (таспасымен) жарақталса, онда ұшу кезінде оны авариялық шығыстың ойығын жаппайтын жағдайда бекітуге арналған құрал көзделуі тиіс.
 

      519. Жолаушыларға арналған фюзеляж бортындағы жолаушылар кабинасына кіретін әрбір есік А, I және II типті авариялық шығыстар ретінде жіктеліп, бұл типтің авариялық шығыстарына қойылатын талаптарына сәйкес болуы тиіс.
      Егер мұндай есікте пайдалану трапы орнатылған болса, онда ол белгілі бір жүктемелердің ықпалынан кейін және шассидің бір немесе одан да көп тірегі сынған кезде адамдарды осы шығыс арқылы эвакуациялау жағдайын нашарлатпайтын түрде жобалануы тиіс.
 

      520. Әрбір есікте және авариялық шығыс қақпағында иллюминаторлар немесе басқа да барабар құрылғылар көзделуі тиіс, олар:
 

      1) авариялық люкті ашу алдында ұшақтың қалыпты жағдайы кезінде адамдарды жерге түсіруге арналған орнатылған жұмыс жағдайындағы көмекші құралдардың төменгі шеті қайда тұрғанын тексеруді;
 

      2) тәуліктің жарық уақытында фюзеляж ішіндегі авариялық шығыстарға, авариялық шығыстарды ашу құралдарына таяу, өткін маңын жарақтандыруды, авариялық шығыс маңына орналасқан авариялық-құтқару құралдарының таңбалануы қамтамасыз етілуі тиіс.
      Ескерту. Авариялық шығысқа тікелей жақын орналасқан иллюминаторларды фюзеляж ішін жарықтандыру үшін пайдалануға рұқсат етіледі.

83. Таңбалау

      521. Ұшақта барлық авариялық-құтқару құралдарын таңбалау көзделуі тиіс.
 

      522. Жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығысты таңбалау және олардың орналасуы ұшақ ішіндегі түске қатысы бойынша көрінбелі және кабина еніне тең ара қашықтықта бірден көзге түсетін болуы тиіс.
 

      523. Жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығыстың орналасуы "Шығыс" деген жазбамен белгіленуі (қажет кезде нұсқама көрсеткішпен), жолаушылар мен экипажға кабина еніне тең қашықтықтан бойлық өту бойынша шығысқа таяуы кезінде көрінетін болуы тиіс.
      Жазбалар:
 

      1) шығыстың орналасуын керсету үшін - жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығыстың маңында өткін үстінде немесе егер бұл әрбір шығыстар осы жазба арқылы тез табылатын, бірден астам шығыстың орналасуын көрсетуге қызмет ететін жағдайларды қоспағанда, егер бұл барынша ыңғайлы болса, төбенің басқа да тұсында;
 

      2) авариялық шығысты белгілеуге арналған - егер бір жазба олардың екеуі де бұл жазбадан гөрі жақсы көрінетін болып, бірден астам шығыстың орналасуын көрсету үшін қызмет еткен жағдайларды қоспағанда, жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығыстардың үстінде немесе жанында;
 

      3) жолаушылар кабинасын бөліп түрған қабырға артындағы авариялық шығыстарды көрсету үшін - әрбір қабырғада орналасуы тиіс.
 

      524. Ұшақ ішіндегі әрбір авариялық шығыс үшін ашу құралының (тұтқасының) жанында таңба және шығысты ашу жөніндегі нұсқаулық көзделуі тиіс, олар былайша орындалуы тиіс:
 

      1) әрбір авариялық шығыс үшін - 460 мм ара қашықтықтан оқуға болатын шығыста немесе оның жанындағы жазба түрінде. Бұдан өзге III және ІV типтерінің авариялық шығыстарын ашу құралдары кемінде 0,5 кд/м 2 бастапқы жарықпен жарықталуы тиіс. Егер бұл шығыстарды ашу құралдары қақпақпен жабылған болса, онда кемінде 0,5 кд/м 2 бастапқы жарықпен жарықталған, қақпақты алу туралы көрсеткіші бар жазба көзделуі тиіс;
 

      2) А, I және II типтері үшін әрбір авариялық шығысқа арналған мына түрдегі айналып қозғала ашылатын тұтқа тетігі болуы тиіс:
      тұтқаның 3 / 4 ұзындығына тең радиусі бар доға ұзындығы кемінде 70 о болатын ұшы енінен екі есе үлкен негізі бар, ені кемінде 20 мм қызыл түсті (немесе ұшақ ішіндегі түстен басқа өзге түсті) көрсеткіш;
      биіктігі кемінде 25 мм, тиісінше ұшу маңына және көрсеткіш негізіне көлденең, қызыл түсті (немесе ұшақ ішіндегі түстен басқа өзге түсті) әріптермен жазылған "Ашық" және»"Жабық" деген сөздер;
      тұтқаның тиісті шеткі жағдайларын көрсететін»"Ашық" немесе»"Жабық" деген сөздер маңына қара немесе қызыл шектеме белгі;
 

      525. Сырттан ашылатын әрбір авариялық шығыс пен оны ашу құралдары оның орналасуын және оны ашу тәсілін көрсететін фюзеляж сыртында тиісті таңбасы болуы тиіс.
 

      526. Фюзеляждың әрбір бортында орналасқан жолаушыларға арналған әрбір авариялық шығысты сырттан таңбалау ені 50 мм шығыстың түрлі-түсті жиектемесін қамтуы керек.
 

      527. Шығысты түрлі-түсті жиектеуді қоса алғанда, әрбір сыртқы таңба фюзеляж маңындағы беттен түсі бойынша жеңіл ерекшелейтін түспен айрықшалануы тиіс.
 

      528. Егер авариялық шығысты ашу құралдары фюзеляждың бір бортында орналасқан болса, онда бұл ерекшеліктерді көрсеткен таңбалау фюзеляждың екінші бортына да салынуы керек.
 

      529. Қанат үстіндегі авариялық қанат үсті шығыстарының маңына адамдардың эвакуациясының бағытын көрсететін қанаттың ашық түсі сұлбасында ені 40 мм қара түсті үзік желілермен көрсеткіш - нұсқамалар салынуы тиіс.
 

      530. Егер фюзеляж сыртынан қосымша авариялық шығыстарды ашу орындары көзделсе, онда осы түста көлемі 90x90x30 мм болатын»"Осы тұстан ашу керек" деген бұрыш көлемде жазулар болуы тиіс. Бұрыштама және жазба түстері фюзеляждан ерекшеленуі тиіс. Егер бұрыштама арасындағы ара қашықтық 2000 мм астам болса, онда олардың арасында мөлшері 90x30 мм болатын аралық белгі салынуы тиіс.
 

      531. Ұшақ ішіндегі және сыртындағы авариялық-құтқару жабдығына қатысты жазбалар әдетте, орыс және ағылшын тілдерінде - ақ түс үстіне қара әріптермен орындалуы тиіс.
      Ескерту. Дайындаушы мемлекет пен Тіркеу мемлекеті арасындағы келісім бойынша жазбалар басқа да екі тілде жазылуы мүмкін.
      Негізгі жазбалар кемінде биіктігі 40 мм үстіне кемінде биіктігі 20 мм әріптермен, қосымша түсіндірме жазбалар - кемінде биіктігі 20 мм үстіне кемінде биіктігі 10 мм әріптермен орындалуы тиіс.

84. Авариялық жарықтандыру

      532. Ұшақта ұшақтың электрмен жарақтандыру жүйесіне тәуелсіз авариялық жарықтандыру жүйесі көзделуі тиіс.
 

      533. Авариялық жарықтандыру жүйесі мыналарды қамтуы тиіс:
 

      1) ішкі авариялық жарықтандыру - авариялық шығыстар мен эвакуация жолдарының таңбаларын, кабиналардың жалпы жарықтандыру көздерін жарықтандыру, авариялық шығыстарды жарықтандыру;
 

      2) сыртқы авариялық жарықтандыру.
 

      534. Авариялық шығыстар таблосы мына талаптарды қанағаттандыруы тиіс:
 

      1) 10 және одан да көп жолаушылар орын саны бар ұшақтарда:
      әрбір таблода жарықтандырылған ашық түс үстінде биіктігі кемінде 38 мм болатын қызыл әріптермен жазылған жазба және әріптерді қоспағанда, кемінде 135 см 2 алаңы болуы тиіс. Жарықтандырылған түс пен әріп арасындағы айырма кемінде 10:1 болуы тиіс. Әріптердің биіктігі мен олардың жалпақтығына қатынасы 7:1 аспайтын және 6:1 кем емес болуы керек. Түстік бастапқы көрнекілігі кемінде болуы 85 кд/м 2 тиіс. Түстің жарықтану тепе-теңдігі 1:3 аспауы керек;
      Әрбір таблоның әріптерді қоспағанда, кемінде 135 см 2 алаңы бар, жарықтанатын ақ түс үстінде кемінде биіктігі 38 мм болатын қызыл әріптермен болуы тиіс. Таблоның түс үстіндегі бастапқы көрнекілігі кемінде 1,3 кд/м 2 ;
 

      2) кемінде 10 таблолы жолаушылар орын саны бар ұшақтарда немесе жолаушылар кабинасында биіктігі кемінде 50 мм ақ түс үстінде биіктігі кемінде 25 мм қызыл әріптермен жазу болуы тиіс. Таблоның түс үстіндегі бастапқы көрнекілігі кемінде 85 кд/м 2 ;
 

      3) барлық таблоларда ішкі электрлік жарықтануы немесе электрлік емес құралдар есебінен өздігінен жанатын болуы тиіс. Жазбалардың және негізгі қабырға түстері, егер табло электрлік емес құралдар есебінен өздігінен жанатын болса, қарама қарсы өзгертілуі мүмкін.
 

      535. Жолаушылар кабинасын жалпы авариялық жарықтандыру жүйесі жолаушылар үшін бойлық өту (немесе өткіндер) және 1000 мм ара қашықтықтағы кресло шынтағы биіктігіндегі бойлық өткіндер арасындағы көлденең өткіндер осінің бойымен өлшенетін кемінде 0,55 люкс жарықтануының орташа деңгейін және әрбір 1000 мм ішкі ара қашықтық сайын кемінде 0,10 люкс жарықтану деңгейін қамтамасыз етуі тиіс.
      Ескерту. Жолаушылар үшін бойлық өткін алдыңғы авариялық шығыстардан немесе жолаушы креслосынан бастап жолаушыларға арналған артқы авариялық шығысқа немесе жолаушылар кабинасының тұмсық және құйрық бөлігінде орналасуына қарай жолаушы креслосына дейінгі жолаушылар кабинасының бойлық өткіні болып табылады.
 

      536. Көлденең өткіннен бастап авариялық шығыс ойығына дейінгі еден деңгейіндегі әрбір авариялық шығысқа бастайтын әрбір көлденең өткіннің жарықтану деңгейі еденнен 150 мм биіктіктегі орташа өткін бойынша өтетін желілерді өлшеу кезінде кемінде 0,22 люкс болуы тиіс.
 

      537. Авариялық жарықтандыру жүйесі өз жарықтанушылығының көмекші құралдары бар жағдайларды қоспағанда, мына талаптарды ескере отырып, жобалануы тиіс:
      1) ішкі және сыртқы жарықтандыру көздері экипаж кабинасынан қолмен және борт жолсерігінің жақын креслосынан (отырғышынан) жеңіл қол жеткізуге болатын жолаушылар кабинасының орнынан қосылуы тиіс;
      2) ішкі және сыртқы жарықтандыру көздері жануын тоқтатпауы (олар сөнгеннен кейін) немесе электрмен жабдықтанудың мұндай үзігі тік бөлініспен немесе ұшақтың авариялық қону кезінде фюзеляждың бөлінуінен туындаған жағдайларды қоспағанда электрмен жабдықтауды қалыпты үзу кезінде автоматты түрде жану тиіс. Авариялық жарықтандыру жүйесін басқару тумблерін (немесе басқа да жетекті) абайсыз ажырату мүмкіндігінің алдын алу керек;
      3) экипаж кабинасында ұшақтағы электр қорегі қосылып, ал авариялық жарықтандыру жүйесінің құрылғысы басқармасы қосылмаса жұмыс істеуі тиіс дабыл беру құрылғысы болуы тиіс.
 

      538. Сыртқы авариялық жарықтандыру жүйесі мынадай жарықтандыруды қамтамасыз етуі тиіс:
      1) әрбір қанат үсті авариялық шығыстарын:
      эвакуацияланатын адам кабина сыртына бірінші қадамын жасайтын жер беті кемінде 0,32 люкске (түсетін жарыққа жапсарлас бағыт өзгерген кезде);
      А типі шығысы үшін ең аз ені 1070 мм және қалған авариялық шығыстар үшін 610 мм шығыстан барынша алыс эвакуация жолының тайғанақ емес бөлігінің бойлық 30 %-ын кемінде 0,55 люкске (түсетін жарыққа жапсарлас бағыт өзгерген кезде);
      адамдарды түсіру үшін көмекші құралдар қажет емес, әрбір қанат үсті шығысында, шассиі сынбай түсірілген ұшақ кезінде эвакуацияланатын адам бірінші қадамын жасайтын жер үсті кемінде 0,32 люкс (түсетін жарыққа жапсарлас бағыт өзгерген кезде);
      2) шассиі сынбай түсірілген ұшақ кезінде эвакуацияланатын адам бірінші қадамын жасайтын жер үсті кемінде 0,32 люкс (түсетін жарыққа жапсарлас бағыт өзгерген кезде).
 

      539. Адамдарды жерге түсіруге арналған көмекші құралдар ұшақтан оның жұмыс жағдайын көруге болатын түрде жарықтандырылуы тиіс.
 

      540. Егер адамдарды түсіруге арналған көмекші құралдар авариялық жарықтандырудың сыртқы жүйесімен жарықтандырылса, онда ұшақтың қалыпты жағдайы кезінде де шассиінің бір немесе одан да көп тиісті сынығының кез келген мүмкін жағдайы кезінде де жұмыс жағдайында тұрған кемекші құралдың жердегі шеті 0,32 люкс болуы тиіс люкс (түсетін жарыққа жапсарлас бағыт өзгерген кезде).
 

      541. Егер адамдарды түсіруге арналған көмекші құралды жарықтандыру үшін басқа көмекші құралдарды жарықтандыру үшін пайдаланылмайтын, ұшақтың авариялық жарықтандыру жүйесіне тәуелсіз және көмекші құралды жұмыс жағдайына орнату кезінде автоматты түрде қосылатын жарықтандырудың жеке жүйесі пайдаланылса, онда жекелеген жарық жүйесі:
      1) көмекші құралды ұшақта жинау және орналастыру кезінде ақауланбауы;
      2) жарықтандыру деңгейін қамтамасыз етуі тиіс.
 

      542. Авариялық жарықтандыру жүйесінің әрбір элементінің электрмен жарақтанушылығы ұшақ авариялық қонғаннан кейін кемінде 10 мин бойы жарықтандырудың талап етілетін деңгейін қамтамасыз етуі тиіс.
 

      543. Егер авариялық жарықтандыру жүйесін коректендіру үшін аккумуляторлар қолданылса, онда зарядталу тізбегі ол ақауланған кезде аккумуляторлары өздігінен отыру мүмкіндігін болдырмайтындай жағдайда ұшақтың электрмен жабдықтау жүйесінен коректенуі мүмкін.
 

      544. Авариялық жарықтандыру жүйесінің элементтері (аккумляторлар, реле, шамдар, қайта қосқыштар т.б. қоса алғанда) ұшақтың авариялық қону кезінде жүктемелер ықпалынан кейін жұмыс қабілетін сақтауы тиіс.
 

      545. Авариялық жарықтандыру жүйесі ұшақтың авариялық қону кезінде фюзеляждың кез келген жеке көлденең тік ажырауынан (бөлінуі) кейін:
      1) фюзеляждың бөлінуі кезінде тікелей ақауланған таңбадан басқа, осы кабина үшін талап етілетін авариялық электр шамдарының көп дегенде 25 % істен шығатындай;
      2) фюзеляждың бөлінуі кезінде тікелей ақауланған таңбадан басқа, шығыстардың әрбір таңбаларының электрмен жарықтануы жұмыс істеуін жалғастыра алатындай;
      3) фюзеляждың бөлінуі кезінде тікелей ақауланған электр шамдарынан басқа, фюзеляждың әрбір бортына арналған авариялық шығыстардың қажет болатын сыртқы электр шамдарының ең азы біреуі жұмыс істейтіндей жағдайда жобалануы тиіс.
 

      546. Жолаушылар кабинасында қосылған табло кезінде кез келген жолаушы креслосынан көрінуі тиіс, кемінде биіктігі 40 мм ақ түс үстінде биіктігі кемінде 20 мм болатын қызыл әріптерімен орыс және ағылшын тілдерінде немесе дайындаушы мемлекет пен тіркеуші мемлекет арасындағы келісім бойынша екі тілде жазылған»"Белдік" бекітілсін. "Темекі шегуге болмайды" деген жазулары бар жанбалы табло орнатылуы тиіс.
      Табло экипаж кабинасынан қосылуы тиіс.

85. Авариялық шығыстарға өткіндер

      547. Жолаушы кабинасының креслолар арасындағы бойлық (креслоның мүмкін болатын кез келген жағдайы кезінде және өткінге шығатын қозғалмалы элементтері) ені 9-кестеде келтірілген мәндерден кем болмауы тиіс:

9-кесте  

Кабинадағы жолаушылар
орындарының саны

Өткіннің ең аз ені,мм

Еденнен 635 мм
кем биіктікте

Еденнен 635 мм
және одан астам
биіктікте

10 аспайтын

305

380

11-19

305

510

20 және одан көп

380

510

      548. Жолаушылар кабинасындағы бір бойлық өткіні бар ұшақтарда өткіннің әрбір жағы үшін бір қатарда үштен аспайтын жолаушылар орны (кресло, отырғыш) болуы тиіс.
      Жолаушылар кабинасында екі және одан да көп бойлық өткіндері бар ұшақтарда әрбір бойлық өткінге өткіннің әрбір жағынан кез келген бір қатарға үштен аспайтын жолаушылар орны (кресло, отырғыш) тиісті болуы керек.
 

      549. I және II типіндегі әрбір авариялық шығысқа әрбір бойлық өткіннен жолаушылар кабинасы мен көлденең өткіндер арасындағы қабырғаларда ені 510 мм болатын кедергісіз өткіндер көзделуі тиіс.
 

      550. Әрбір өткіннен III және ІV типтерінің әрбір авариялық шығысына көлденең өткін кезделуі тиіс:
      1) 19 және одан кем жолаушылар орын саны бар ұшақтарда - ені кемінде 305 мм;
      2) 20 және одан астам жолаушылар орын саны бар ұшақтарда - ені кемінде 380 мм.
 

      551. Әрбір авариялық шығыстың ойығы креслолармен (креслоның мүмкін болатын кез келген жағдайы және оның өткінге шығатын қозғалмалы элементі), отырғыштармен және басқа да шықпа элементтерімен жабылмауы тиіс.
 

      552. Көмекші құралдармен жарақталған әрбір авариялық шығыс маңында экипаж мүшелері өткін енін азайтпай-ақ жолаушыларға көмек көрсете алатындай ені кемінде 600 мм және тереңдігі кемінде 300 мм болатынын еркін кеңістік көзделуі тиіс.
 

      553. Жолаушылар кабинасын бөлетін ешқандай қабырғада есіктер орнатылмауы тиіс. Жолаушылар кабинасының арасындағы өткінде, егер олар ашық жағдайда бекітілетін және бұл ретте өткін ойығын жаппайтын болса партьердің болуына рұқсат етіледі.
 

      554. Барлық өткіндердің баспалдақтары болмауы, ал еденнің жүзбелі өткіндері 5 о аспауы тиіс. Өткіндер еденінің жабындары тайғанақ болмауы тиіс және үстімен адам жүрген кезде қозғалмайтындай болуы керек.
 

      555. Егер жоғары авариялық шығыстарға өту үшін қосымша құрылғылар арналған болса, онда бұл құрылғы үнемі жұмыс жағдайында болуы немесе құралдарды т.б. қолданбай-ақ бір адамның қимылымен жеңіл және тез жұмыс жағдайына келтірілуі тиіс.
 

      556. Ұшақтың жүктелім жағдайында авариялық қонуы кезінде кабиналардағы қол жүктерінің салдарынан авариялық шығыстар мен өткіндерді үюді болдырмау шаралары қабылдануы тиіс.

86. Қосымша авариялық-құтқару жабдықтары

      557. Ұшақ әрбір жолаушылар орнына, борт жолсерігінің жұмыс орнына, асүйге, әжетханаларға және адамдар болуы мүмкін басқа да үй-жайларға анық естілетін хабарламаларды айтуды қамтамасыз ететін жолаушыларға хабарлау жүйесімен жабдықталуы тиіс.
      Жүйе жұмыс орнынан экипаж кабинасына және аға борт жолсерігіне (жолаушыларды эвакуациялауға жауапты) хабарламаларды беруді қамтамасыз етуі тиіс.
 

      558. Егер ұшақта борт жолсеріктерінің орны көзделген болса, онда ұшақ жолаушыларға экипаж кабинасы мен әрбір жолаушы кабинасының, сондай-ақ жолаушылардың негізгі кабинасының деңгейінен жоғары немесе төмен орналасқан әрбір асүй бөлігі арасындағы екі жақты байланысты қамтамасыз ететін жүктемемен қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      559. Байланыс құралдары мұндай орындардан кабина едені деңгейінде орналасқан жолаушылар кабинасына барлық авариялық шығыстарды бақылау қамтамасыз етілетіндей борт жолсеріктерінің жұмыс орындарының санына қарай орнатылуы тиіс.
      Егер ұшақта борт инженерлер болмаса, онда жолаушылар кабинасынан экипаж кабинасына ақпаратты беру мүмкіндігі көзделуі тиіс.
 

      559. Экипаж борт жолсеріктерін шақыру басымдығына ие болуы керек, яғни экипаж кабинасынан болатын хабарлар басқа барлық хабарларды жабуы тиіс. Байланыс желісі ұшақ тоқсызданған кезде авариялық электр қорегіне автоматты түрде қосылуы тиіс.
 

      560. Экипаж кабинасында (жолаушылар орнының санына қарамастан) автономды қорек көзі бар бір қол мегафон дыбыс ұлғайтқыш болуы тиіс.
      20 және одан астам жолаушылар орын саны бар жолаушылар кабинасында мұндай мегафон-дыбыс ұлғайтқыштар 10-кестеге сәйкес болуы тиіс:

10-кесте 

Кабинадағы жолаушылар орын
саны

Кабинада қажет болатын
мегафондар саны

20-99

1

100-199

2

200-299

3

300 және одан астам

4

      Барлық мегафон-дыбыс ұлғайтқыштар тиісті таңбамен белгіленген жеңіл қол жететін жерлерде орналасуы тиіс (кабинада борт жолсерігі болған кезде - олардың жұмыс орындарында).
 

      561. Экипаж кабинасында (ұшақтағы жолаушылардың орын санына қарамастан) ұшу кезінде бірінші медициналық көмек көрсету құралдары бар авариялық дәрі қобдишасы болуы тиіс. Жолаушылар кабинасындағы мұндай авариялық дәрі қобдишалары 11-кестеге сәйкес болуы тиіс:

                                                   11-кесте     

Ұшақтағы жолаушылар
орнының саны

Талап етілетін дәрі
қобдишаларының саны

1-50

1

51-150

2

151-250

3

251 және одан астам

4

      Барлық дәрі қобдишалары тиісті таңбамен белгіленген жеңіл қол жететін жерлерде орналасуы тиіс (кабинада борт жолсерігі болған кезде - олардың жұмыс орындарында).
 

      562. Шөлейт, арктикалық немесе тропикалық аудандар үстінен ұшып өту үшін ұшақта ұшу жүзеге асырылатын ауданның жағдайларына сәйкес келетін, адамдардың өмір тіршілігін қамтамасыз ету құралдары мен дабыл құралдары бар жарақты орналастыру мүмкіндігі қарастырылуы тиіс.
      Бұл жарақты орналастыру және бекіту үшін мақсатына сәйкес оны орналастырудың арнайы орындары айқындалуы тиіс.
 

      563. Экипаж кабинасында бір авариялық балта болуы тиіс.

87. Су кеңістігінің үстінен ұшу кезінде авариялық-құтқару жабдығы

      564. Суға мәжбүрлі қону кезінде ұшақ жүзген күйі қалып, барлық жолаушылар мен экипаж мүшелерін авариялық эвакуациялауға қажетті уақыт ішінде орнықты қалыпта қалуы тиіс.
 

      565. Ұшақтың суға мәжбүрлі қону мүмкіндігін растау және оның жүзбелі орын өлшемдерін айқындау үшін мына тиісті зерттеулер жүргізілуі тиіс:
      1) суға мәжбүрлі қону кезінде ұшақты басқару режимі мен әдістері;
      2) ұшақтың жүзбелі қалпы және уақыты;
      3) ватер желілер және су бетінен ұшақ орталықтамасының рұқсат берілетін диапазонындағы авариялық шығыстардың төменгі жиегіне дейінгі ара қашықтығы.
 

      566. Су кеңістігі үстінен ұшу кезінде ұшақта мынадай авариялық-құтқару құралы болуы тиіс:
      1) ұшу ұзақтығы жағалаудан 30 мин аз кезінде - жолаушылар мен экипаж мүшелерінің санына қарай ересектер мен балалар үшін жеке жүзу құралдары - құтқару кеудешелері, сондай-ақ үлгі кеудешелері болуы тиіс.
      Креслода отырған адамдар тез және жеңіл алатындай мүмкіндігі қамтамасыз етілетін түрде кеудешелер жолаушылар креслоларының үстінде және экипаж бен борт инженерлердің жұмыс орындарының маңында орналасуы тиіс.
      Балалар мен үлгі кеудешелерінің саны мен орналасу орындары ұшақтағы жолаушылар орнының саны мен орналасуына қарай белгіленеді.
      Жолаушылар мен экипаж мүшелерінің кеудешелері үлгілік бола алмайды;
      2) ұшу уақыты жағалаудан 30 минуттан астам болса 1-тармақшаға қосымша:
      ұшақ бортындағы барлық адамдардың орналасуы үшін жеткілікті санда, бір сал жоғалған жағдайда барынша басым сыйымдылығы бар топтық құтқару жүзу құралдары - үрмелі құтқару салдары (және оларға өмір-тіршілігін қамтамасыз ету құралдары бар авариялық қорлар);
      суға қону кезінде эвакуациялауға арналған авариялық шығыстардың маңындағы орындарда (салмен бірге немесе оның жанында) орналасуы тиіс сипаттамалары бар автоматты жүзбелі радиоманарлар.
 

      567. Құтқару салдары мен авариялық қорлар оларға жеңіл және еркін қол жеткізу мүмкіндігі және ұшақтан әрбір салды екі адамнан аспайтын адам үшін тастау мүмкіндігі қамтамасыз етілетін, сондай-ақ кездейсоқ ақаулану және ұшақ ішінде салдардың кездейсоқ үрленуін болдырмайтындай түрде суға қону кезінде эвакуацияға арналған авариялық шығыс маңында орналасуы тиіс.
      Құтқару салдары ұшақтың кабинасынан тыс орналасуы да мүмкін, бұл ретте экипаж кабинасынан (немесе борт жолсеріктерінің жұмыс орындарынан) басқарылатын олардың автоматты түрде іске қосылуы және автоматты жүйе жұмыс істемей қалған кезде қолмен іске қосу мүмкіндігі қамтамасыз етіледі, ал олардың орналасу орындары оларды пайдалану тәсілдерін түсіндіретін таңбамен белгіленуі тиіс.
 

      568. Суға қону кезінде эвакуацияға арналған әрбір авариялық шығыс маңында салдарды, авариялық қорлар мен авариялық радиоманарларды ұстауға арналған доғалар (тұтқалар) болуы тиіс. Доғалар (тұтқалар) әдетте шығыс маңында орнатылуы және салдың ажыраған байлама бөлігінің құрылымын ұстау жүктемесіне шыдауы тиіс.
 

      569. Егер ұшақта авариялық қорлардан тыс авариялық дабыл және байланыстың қосымша құралдары көзделсе, онда олар жеңіл қол жететін орындарда орналасып, бұл құралдарды пайдалану тәсілін түсіндіретін таңбамен жарақтануы (оралуы) тиіс.

88. Авариялық эвакуацияны үлгілеме көрсету

      570. Авариялық эвакуацияны үлгілеме көрсеткенге дейін авариялық-құтқарудың барлық кешеніне, оның ішінде әрбір авариялық шығысқа сынақтар аяқталуы тиіс.
 

      571. 11 және одан да көп жолаушылар орнының саны бар ұшақтарда жолаушылар мен экипаж мүшелерінің (борт жолсеріктерін қоса алғанда) барынша көп саны кезінде барлық адамдарды ұшақтан эвакуациялау 90 с ішінде болатыны көрсетілуі тиіс.
      Жерүсті тұғырын немесе трапты пайдалана отырып, эвакуацияланған адам олар тұғырдың негізіне немесе траптың төменгі бөлігіне жеткен кезде олар жерде тұр деп есептеледі.
      Үлгілеме көрсету мына жағдайлар кезінде жүргізілуі тиіс:
      1) тәуліктің қараңғы уақытында немесе жасанды түнгі қараңғылық жағдайында тәуліктің жарық уақытында. Бұл ретте ұшақтың жердегі қалыпты жағдайы кезінде тек авариялық жарықтандыру жүйесі, фюзеляждың бір бортының авариялық шығыстары немесе авариялық шығыстардың барлық тепе-тең 50% және бұл шығыстарға арналған авариялық-құтқару жабдығы қолданылуы тиіс;
      2) барлық авариялық-құтқару жабдығы ұшақтың осы типі үшін қабылданған тізбеге сәйкес белгіленуі керек;
      3) әрбір сыртқы есік пен шығыс және әрбір ішкі есік немесе портьер қалыпты шарықтауға сәйкес жағдайда болуы тиіс;
      4) бел және иық белдіктері бекітілген болуы тиіс;
      5) жолаушылар құрамы мынадай болуы тиіс:
      кемінде 40%-ы әйелдер;
      5%-ы әйелдер тең санда жасы 62-тан асқан адамдар.
      6) шығыстар мен авариялық жабдықтарды қолдану тәжірибесі бар адамдар үлгілеме көрсету кезінде экипаж мүшелері ретінде пайдаланылуы мүмкін. Бұл адамдар шарықтау және қону кезінде ұйғарылған экипаж мүшелерінің орындарында болулары және егер бұл орын шарықтау және қону уақытында осы экипаж мүшесі үшін ұйғарылған орын болып табылмаса, ешкім де авариялық шығыстың жанында отырмауы тиіс. Олар эвакуация басталғаны туралы белгі берілгенге дейін ұйғарылған орындарында қалып, жолаушылар эвакуацияланатын авариялық шығыстар арқылы эвакуациялануы тиіс;
      7) авариялық үлгілеме көрсету басталар алдында дайындық немесе жолаушыларға жаттықтыру жүргізуге тыйым салынады. Жолаушыларды авариялық шығыстардың орналасу ретімен және "Жолаушыларға арналған қауіпсіздік жөніндегі нұсқаулықпен" таныстыруға ғана рұқсат етіледі;
      8) адамдарды қанаттан жерге эвакуациялау үшін олар бойынша түсіру жылдамдығы авариялық-құтқару жабдығының құрамына кіретін құралдар бойынша жіберу жылдамдығынан аспайтын жағдайда жерүсті тұғырын немесе трапты қолдануға болады;
      9) қанат үстінде орналаспаған шығыстар арқылы ұшақтан эвакуацияланатын барлық адамдар ұшақ жабдығының бөлігі болып табылатын құралдардың көмегімен эвакуациялануы тиіс;
      10) экипаж кабинасынан экипажды эвакуациялаудың үлгі көрсетімі (жолаушыларды эвакуациялаудан бөлек) осы тармақ жағдайларында көрсетілуі тиіс.
 

      572. Авариялық эвакуация көрсетімі, егер талдау жолымен ұшақтың барлық жолаушылары 90 с аспайтын уақыт ішінде эвакуацияланатын растауға болса, бұрын эвакуация жөнінде сынақтар жүргізілген орындар санымен салыстырғанда, ұшақ саны 5% аспайтын ұлғаюы жағдайында оны қайталау міндетті емес.

89. Жолаушыларға арналған қауіпсіздік жөніндегі нұсқаулық

      573. Ұшақтың әрбір негізгі бөлігі үшін "Жолаушыларға арналған қауіпсіздік жөніндегі нұсқаулық"»жасақталуы тиіс, онда:
      1) құрғаққа және суға авариялық қону кезінде ұшақтан адамдарды эвакуациялау жолдары;
      2) авариялық-құтқару жабдығының орналасуы мен таңбалануы және фюзеляждың ашылу орындары;
      3) авариялық шығыстардың орналасуы және оларды ұшақ ішінен, қажет болған кезде ұшақ сыртынан ашу тәсілдері;
      4) үрмелі құтқару кеудешелері, қажет болған кезде қажетті басқа да топтық және жеке құтқару жүзу құралдары;
      5) үрмелі авариялық траптарды және басқа да барабар құралдарды іске қосу мен оларды эвакуация үшін пайдалану тәсілдері;
      6) жолаушылар креслоларының немесе оларды орналастыру аймақтары мен олар арасындағы өткіндердің орналасуы;
      7) қажет болған кезде оттегі бет бүркемелерінің орналасуы мен пайдалану тәсілдері көрсетілуі тиіс.

90. Ұшақтың технологиялығын пайдалану.
Пайдалану құжаттамасы

      574. Талаптар ұшақтың барлық жүйесіне қатысты болады.
 

      575. Ұшақтың конструкциясы мен оның жүйелері пайдалану құжаттамасында көзделген барлық жұмыстарды орындау мүмкіндігін қамтамасыз етуі тиіс.
 

      576. Бұйымдарды (штуцерлер, құбыр-өткізгіштер, коммуникация ажыратпалары т.б.) таңбаға сәйкес оларды бұрыс монтаждау, жинау және техникалық қызмет көрсету кезінде реттеу мүмкіндігін болдырмауы тиіс.
 

      577. Пайдалану құжаттамасы номенклатурасы, ресімделуі және мазмұны бойынша ұшақтың сертификацияланған типіне және техникалық пайдалану ережелерін айқындайтын жалпы мақсаттағы құжаттарға сәйкес болуы тиіс.
 

      578. Пайдалану құжаттамасында айтылған нұсқаулар мен ұсынымдар дәл жасақтауы және оларды екі жақты түсіну мүмкіндігіне жол бермеуі тиіс.

91. Материалдар және технология

      579. Ұшақты, оның жүйелері мен агрегаттарын дайындау үшін қолданылатын материалдар пайдаланудың күтілетін жағдайларын ескере отырып, таңдалған және олар үшін белгіленген Нормаларға сәйкес болуы тиіс. Таңдалған материалдар оларға тағайындалған ресурс пен қызметтің күнтізбелік мерзімі ішінде деталдар мен конструкция элементтері жұмысының сенімділігі мен ұзаққа шыдауын қамтамасыз ететін механикалық, тоттануға қарсы, тұрпаттық және басқа да қасиеттерін сақтауы тиіс.
 

      580. Ұшақ конструкциясы элементтерін дайындаудың технологиялық процестері тұрақты және пайдаланудың күтілетін жағдайларында белгіленген ресурстар мен қызмет мерзімі шегінде жұмыс қабілетіне әсер ететін деталдар мен тораптар сипаттамаларының тұрақтылығын қамтамасыз етуі тиіс.
 

      581. Жолаушылар мен экипаж мүшелерінің кабиналарындағы конструкциялық және металл емес сәндік-әрлеу материалдары қиын жанатын немесе өздігінен сөнетін болуы тиіс. Жалын ықпалы кезінде уытты өнімдердің елеулі көлемін шығаратын материалдарды қолданбау қажет.
 

      582. Кабиналардағы сәндік-әрлеу, конструкциялық металл емес материалдарды және ауа баптағыштар жүйесін пайдалану процесінде кабиналардағы ауа құрамы бойынша талаптан асатын көлемде зиянды өнімдер шығармауы тиіс.
 

      583. Шынылауды дайындауға арналып қолданылатын материалдар қауіпті жарқыншақтарды құрамауы тиіс. Кенеттен мөлдір бола алатын материалдар экипаж кабинасын шынылау үшін пайдаланылмауы тиіс.

92. Ұшақты атмосфералық электрден (найзағайдан
электрлік-статикалық зарядтан) қорғау

      584. Ұшаққа атмосфералық электрлік ықпал ұшу кезінде авариялық немесе апаттық жағдайға әкелмеуі тиіс.
      Осы бөлімнің талаптарына сәйкес сынақтар және есептер жолымен тиісті айғақ құжаттар көрсетілуі тиіс.
      Найзағай ықпалына сынақтар мен есептеу ұшаққа электрлік разрядтардың ықпал етуі жағдайда жүргізілуі тиіс, олар:
      Жоғары тоғы кемінде 200 кА, алдыңғы қасбеті 10 11 А/с және кемінде 4 К көшпелі зарядпен серпіндік құрауды;
      Кемінде 200 А теракты жасақтама тоғымен және кемінде 200 К көшпелі зарядты қамтуы тиіс.
 

      585. Найзағай тоқтарының өтуі мүмкін ұшақ конструкциясының метал элементтері жалпы электрлік массаға жалғануы тиіс. Конструкцияның бұл элементтерін жалғаушы өткізгіштер мыстан жасалған, кемінде 6 мм көлденең қимасы, ал басқа материалдан жасалған жағдайда барабар өткізгіштігі болуы тиіс. Конструкция элементтерінің арасындағы жалғасу орындарындағы қарсылық қозғалмайтындар үшін - 600 мкОм аспауы қозғалмалы бекітпелер үшін 2000 мкОм аспауы тиіс. Ұшақ құжаттамасында бұл өткізгіштердің орналасу схемасы немесе бақылау нүктелері мен бақылау нүктелерінің арасындағы барынша рұқсат етілетін қарсылық шамасы көрсетілген металдану қарсылығының кестесі ұсынылуы тиіс.
 

      586. Ұшаққа найзағай ықпалы нәтижесінде сынуы авариялық немесе апатты жағдайға әкелуі мүмкін сыртқы металл емес бөліктердің (мысалы диэлектрлік немесе сәндік материалдардан жасалған конструкциялар шынылану т.б.) қорғау құрылғылары болуы тиіс.
      Ұшақтың отын жүйесі мен бактері ұшаққа найзағай ықпалының нәтижесінде өрт немесе жарылыс мүмкіндігі болмайтын түрде орындалуы тиіс, бұл үшін:
      1) бактер қанат ұшынан кемінде 500 мм қашықтықта орналасуы;
      2) алюминий қорытпасынан жасалған сыртқы қабырға, кессон-бактер қалыңдығы кемінде 2 мм; бактердің басқа да материалдардан жасалған ішкі жақтарында отын буын тұтатуға қабілетті ыстық нүкте болмауы тиіс;
      3) бак ішінде ұшқы болмауы тиіс.
 

      588. Дренаж жүйесі мен отынды ағызу жүйесінің тесіктері оларда отын қоспасын тұтатуға қабілетті түбірлі разрядтардың пайда болмайтын түрде орналасуы тиіс.
 

      589. Ұшақ корпусынан найзағай тоғы өткен кезде авариялық немесе апаттық жағдайға әкелуі мүмкін жұмыс істеу жүйелері мен құрылғыларында сыну немесе жалған іске қосылу оқиғалары болмауы тиіс.
 

      590. Ұшақта қабат нысанындағы бұл арасында және жауын-шашында ұшқан кезде радиоэлектрлік жабдықтың қалыпты жұмысын бұзбай, электрлік-статикалық зарядтардың түсуін қамтамасыз ететін шаралар (электрлік-статикалық разрядтауыштар, жабын, бекітпе т.б.) көзделуі тиіс.
 

      591. Ұшақтың жалпы салмағын тізбектік жерге қосу кезінде ЖҚҚ-нен автоматты түрде қосылуы тиіс, бұл ретте жерге қосу құралының қарсылығы 10 7 Ом аспауы тиіс.
      Ұшақта ұшақтың тоқтап тұруы кезінде тізбектік жерге қосудың жер үсті контурасына қосуға арналған 0,5 Ом аспайтын қарсылығы бар құрылым көзделуі тиіс.

93. Қадамдық газтурбиналық қозғалтқыш

      592. Барлық салмақ санаттарындағы кем дегенде екі қозғалтқышы бар ұшақтардың қадамдық газтурбиналық қозғалтқышқа қойылатын талаптар 93-129 тарауларда баяндалған. Осы талаптарды орындау қозғалтқыштың ұшу жарамдылығын қамтамасыз ету үшін пайдаланудың күтілетін жағдайларында міндетті болып табылады.
 

      593. Қадамдық газтурбиналық қозғалтқыштың 93-123 тараулар талаптарына сәйкестігі техникалық құжаттаманы, есеп айырысуларды, текшелік, жерде және ұшу сынақтарын талдау негізінде, сондай-ақ пайдалану тәжірибесін талдау негізінде белгіленеді, оларға:
      1) қозғалтқышты "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде - 93-121 тараулар талаптарының көлемінде;
      2) ұшақты сертификаттау кезінде - 93-123 тараулар талаптарының көлемінде. Сертификаттаудың осы кезеңінде 112, 123 тараулар талаптарды қанағаттандыратын қозғалтқышты "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде оның сол бір ұшу сынақтары бөлігінде оң нәтижелер есепке алынады;
      3) сериялық шығарылатын және жөнделетін қадамдық газтурбиналық қозғалтқыш бақылау кезінде - 124-128 тараулар талаптарының көлемінде белгіленуге тиіс.
 

      594. Қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамада техникалық пайдалану жөніндегі басшылық (ПБ) пайдаланудың негізгі деректері мен күтілетін жағдайлары ұсынылуға тиіс.
      Көрсетілген мәліметтерді қозғалтқыштың оны сынақтардан өткізу, сертификаттау және пайдалану кезіндегі ресми мәртебесі құрайды.
      Пайдаланудың күтілетін жағдайы, орташаланған ұшу циклын (ұшу циклы) қоса, қозғалтқыштың 6-баптың талаптарына сәйкестігін растайтын қозғалтқыштың және оның бөлшектерінің сынақтары бағдарламаларын жасау үшін негіз болып табылады.
 

      595. Пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы ұшу жарамдылығын анықтау үшін қозғалтқыштың сипаттамалары мен оның конструкциясының элементтері мен агрегаттарын сынаудың есептері атмосфералық жағдайлар үшін жүргізілуге тиіс. 4500 м биіктікке дейін ұшудағы қозғалтқыштың сипаттамасы жоғары температура кезіндегі ылғалдылыққа арналған түзетумен көрсетілуге тиіс.
 

      596. Қозғалтқышқа дайын бұйымдарды қолдану осы бұйымдарды әзірлеушілермен олардың қозғалтқыштағы жұмыстарының талаптарын ескере отырып, келісілуге тиіс.
 

      597. Қозғалтқыш сертификаттауға:
      1) толығымен жиынтықталған агрегаттарымен, жүйелерімен, коммуникацияларымен және датчиктерімен;
      2) қозғалтқышты пайдалануға және техникалық қызмет көрсетуге қажетті техникалық құжаттама жиынтығымен;
      3) қозғалтқышты техникалық пайдалану жөніндегі Басшылықта және техникалық қызмет көрсету Регламентінде (ТР) көзделген техникалық қызмет көрсету ісін орындауды қамтамасыз ететін борт құрал-сайманының, бейімдегіштердің, бақылау-өлшеу және диагностикалық құралдың жиынтықтарымен;
      4) ТР сәйкес техникалық қызмет көрсетуді орындау үшін қажетті запас агрегаттардың, бөлшектер мен шығыс материалдарының жиынтықтарымен ұсынылуға тиіс.
 

      598. Электр энергиясын тұтынатын қозғалтқыштың агрегаттары мен жүйесі осы нормалардың 165-тараулар талаптарына сәйкес келуге тиіс.
 

      599. Айқындаулар:
      тәжірибелі қозғалтқыш - мемлекеттік сынақтан өтпеген қозғалтқыш.
      Ескерту: қозғалтқышты мемлекеттік сынақтан өткізу - қозғалтқыштың Нормативтік-техникалық құжаттаманың талаптарына және жарамдылық туралы Куәлік ресімдеуге арналған қозғалтқышты "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттауды айқындайтын ұшу жарамдылығы Нормаларына сәйкестігін растау мақсатында ресми комиссия орындайтын тәжірибелі қозғалтқышты сынау;
      сериялық қозғалтқыш - сериялық өндіріспен жасалатын және қозғалтқыштың материалдарына қолданылатын конструкцияның негізгі деректері, өлшемдері бойынша сәйкес келетін, мемлекеттік сынақтан өткен және жарамдылығы туралы Куәлік алған қозғалтқыш;
      түрлендірілген қозғалтқыш - сериялық қозғалтқышты, оның сипаттамасы мен ұшу жарамдылығына елеулі әсер ететін осындай конструкциялық өзгерістерімен дамыту табылатын қозғалтқыш;
      жөнделетін қозғалтқыш - жөндеуаралық ресурс шегінде оның одан әрі пайдаланылуын қамтамасыз ететін жағдайға дейін жөнделген сериялық қозғалтқыш;
      ең жоғарғы режим - жерде немесе шектелген уақыт ішінде ұшу кезінде ең жоғары тартыммен (қуатпен) сипатталатын қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимі;
      шарықтау режимі - ұшақтың шарықтау кезіндегі жердегі (Н=0, М =0) қозғалтқыш жұмысының ең жоғарғы режимі;
      ең жоғарғы ұзақ режим - ротордың (роторлардың) айналу жиілігі және қозғалтқыш жалпы істелген уақыт бойынша шектеумен жұмыс істей алатын турбина алдындағы газ температурасы ең жоғарғы режиммен салыстырғанда төмендетілген мәндермен сипатталатын қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимі.
      Ескерту. 1. Ең жоғары шарықтау және ең жоғары ұзақтық режимдерін қолдану жағдайлары, сондай-ақ осы режимдерде ресурс үшін істелінген жұмыстың қол жетімді жиынтығы ПБ-та көрсетіледі.
      2. Осы режимдерді регламенттеу (оларды қолданудың жағдайлары мен ұзақтығы бойынша шектеулер) ұшқышты қауіпті жағдайда осы шектеулер шегінен шығу құқығынан айырмайды.
      Тартымның кері қимылдау режимі - қосылған кері қимылдайтын құрылғы жағдайында қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимі;
      жердегі шағын газ режимі - жердегі ротор мен тартымның (қуаттың) ең аз айналу жиілігі кезінде, оның тұрақты жұмысын және талап етілетін қабылдағыштығын қамтамасыз ететін қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимі;
      жердегі шағын газ режимі - жердегі ротордың ең аз қол жетімді айналу жиілігі кезінде, қонуға кірген кездегі тартымтың талап етілетін қабылдағыштығы мен шамасын қамтамасыз ететін қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимі;
      қажеттілікті тексеру режимі - шарықтау тартымының (қуаттың) 5 с аспайтын, 95% жеткенге дейінгі регламенттелген қажеттілік уақыты тексерілетін шарықтау режиміндегі оның мәнінен 15% аспайтын тартымы (қуаты) бар текшедегі қозғалтқыш жұмысының режимі.
      Ескерту. Регламенттелген қажеттілік уақыты ұшу шағын газ режимінен, егер осы режим қозғалтқышқа белгіленсе, анықталуы мүмкін.
      ауа шұрасының қуаты (N В ) - ауа шұрасының айналуына жұмсалатын қуат;
      эквиваленттік қуат (N ЭКВ ) - ауа шұрасының қуат сомасы және ТВҚ реактивтік ағысының қуаты;
      қалыпты іске қосу - қозғалтқыштың роторын (роторларын) жылжымайтын күйден (немесе авторотация режимінен) іске қосу уақытын және техникалық құжаттамада белгіленген басқа өлшемдерді сақтай отырып аз газ режиміне жеткенге дейін айналдырудың ауыспалы процесі;
      жалған іске қосу - от алдыруға қосылған жүйе кезінде жану камерасына отын беретін іске қосылған құрылғымен қозғалтқыштың роторын айналдыру;
      суықтай іске қосу - қозғалтқышты қосқаннан кейін екі сағаттан ерте емес немесе тахникалық құжаттамада белгіленген басқа уақыт аралығында жүзеге асырылатын қалыпты іске қосу;
      ыстықтай іске қосу - жұмыс істеп тұрған қозғалтқышты қосқаннан кейін 15 минуттан кешіктірмей жүзеге асырылатын қалыпты іске қосу;
      ең жоғары қол жетімді айналдыру сәті (еркін турбиналы қозғалтқыштарға ғана қолданылады) - ең жоғары қол жетімді айналдыру сәті, 20 с уақыт кезеңі ішіндегі жағдайы қозғалтқыш үшін қауіпті салдарларға әкелмейді;
      ең жоғары айналдыру жиілігі - пайдаланудың күтілетін жағдайларында ең жоғары (шарықтау) режимдегі ротордың ең жоғары айналу жиілігі;
      газдың (қозғалтқыштың газды әуе трактісі қималарының бірінде) температурасы - газдың (осы қимадағы) тежелген ағысының орташа массалық температурасы;
      қауіпті зардаптармен қозғалтқыштың істен шығуы - істен шығу апатты жағдайларға алып келуі мүмкін. Қауіпті зардаптары бар істен шығуға:
      1) сынықтары ішкі корпустарды (локализациясыз бұзылу) ұстамайтын роторлар элементтерінің бұзылуы;
      2) локализациясыз өрт;
      3) тартылатын ауада (конденционерлік жүйеге) әдеттегіден жоғары концентрациялардың қозғалтқыш шығаратын зиянды қоспалардың ұсталуын арттыруға себепші болатын істен шығу;
      4) ұшақты қарама-қарсы бағытқа жол берілмейтін тартымның туындауына алып келетін істен шығу;
      5) қозғалтқышты қосу мүмкіндігін болдырмайтын істен шығу жатады.
 

      600. Қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайлары төменде көрсетілген ұшу өлшемдерін (режимдерін) және қозғалтқыштың жай-күйі мен сыртқы ортаның қозғалтқышқа тигізетін әсерінің өлшемдерін және пайдалану факторларын, оның ішінде ұшу циклы ішіндегі уақыт бойынша олардың өзгеруін (осы мүмкін болатын жерде) қамтиды. Ұшу циклы өзіне күтілетін және қозғалтқыштың ауыспалы процесін, оны жерде іске қосқаннан бастап ұшақ қонғаннан соң өшіргенге дейін белгіленген жұмыс режимін, сондай-ақ бір ұшу циклына жататын техникалық қызмет көрсету жөніндегі жұмыстарды жүргізу кезіндегі барлық режимдерді қамтуға тиіс.
      Ұшу өлшемдері (режимдері):
      1) ұшу биіктігі;
      2) ұшу (М саны) жылдамдығы;
      3) кеңістіктегі қозғалтқыштың еңкею бұрышы;
      4) асқын жүк.
      Қозғалтқыш жай-күйінің өлшемдері мен шеңберлі ортаның әсері:
      1) барометрлік қысым, температура және атмосфералық ауаның ылғалдылығы;
      2) желдің бағыты мен жылдамдығы;
      3) электрдің әсері;
      4) қозғалтқыштың кіреберісіне түсетіндердің көлемдері, массасы, құстардың жылдамдығы, бір кесек мұз, бұршақ, су (жаңбыр).
      Пайдалану факторлары:
      1) қозғалтқыштың ресурстары (сағаттарда және ұшу циклдарында), қызмет көрсету мерзімі (күнтізбелік уақыт);
      2) қозғалтқыштың жұмыс режимі, бір ұшу циклы ішінде осы режимдерге шығу саны мен бірізділігі және белгілі бір режимдердегі (оның ішінде авторотация және тартымның кері қимылдау режимдерінде) қол жетімді үздіксіз және жалпы жұмыс ұзақтығы; сондай-ақ ауыспалы процестер туралы мәліметтер;
      3) ұшу бейінінің сипаты;
      4) ұшудың биіктігі мен жылдамдығы бойынша іске қосу саласы мен саны;
      5) ауа мен қуатты таңдау шамасы;
      6) ұшақтың ауажинағышындағы толық қысымды ысыраптау;
      7) қозғалтқышқа кіреберістегі ауа ағысының біртексіздігі;
      8) қолданылатын отын, май, қондырма, техникалық сұйықтықтар мен газ маркалары;
      9) қозғалтқышқа кіреберістегі отынның температурасы мен қысымы;
      10) қозғалтқыш агрегаттарының, оның ішінде іске қосу құрылғысының энергияқоректік өлшемдері;
      11) тән аймақтарда көрсетілген қатты қондырғысы қақпағының астындағы температура;
      12) ҰҚЖ жабындысы және жай-күйі мен ұшақтың тұрақ орны;
      13) техникалық қызмет көрсетудің кезеңділігі мен түрлері және қозғалтқыштың техникалық жай-күйінің диагностикасы;
      14) пайдаланудағы қозғалтқыш бөлшектерінің механикалық зақымдану шамасы;
      15) ұшақтағы қозғалтқыштың, оның ішінде қозғалтқышқа техникалық қызмет көрсетуді айқындайтын жиынтық ерекшеліктері;
      16) отынның механикалық қоспалармен және еркін сумен (қозғалтқышқа кірер жерде) ластануы.
      Жұмыс істеу - ұшуда және жердегі жағдайларда ұшу циклдарының сағатымен, сандарымен, қосылған санмен және т.б. көрсетілген қозғалтқышты пайдалану ұзақтығы;
      қозғалтқыштың (қозғалтқыштардың) тағайындалған ресурсы қозғалтқыштың (қозғалтқыштардың) пайдалану оның (олардың) жай-күйіне қарамастан тоқтатылуға тиісті жетістіктер кезіндегі жиынтықты істелген жұмыс.
      Ескерту: Қозғалтқыштың тағайындалған ресурсының шегінде регламенттелген жөндеулер, оның ішінде күрделі және кейбір бөлшектерді ауыстырумен қалпына келтіру жұмыстары жүргізілуге тиіс, ал бөлшектердің тағайындалған ресурстарының шегінде олардың регламенттелген қалпына келтіру жөндеулері жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыштың (бөлшектердің) уақытша тағайындалған ресурсының мәні оның бастапқы мәнінен бастап қозғалтқышқа берілген техникалық талаптарға дейін біртіндеп өседі. Қозғалтқыштың уақытша тағайындалған ресурсы негізгі бөлшектердің уақытша тағайындалған ресурстарының шегінде белгіленеді, міндетті түрде ауыстыру регламенттелген жөндеулер немесе қалпына келтіру жұмыстары кезінде көзделмеген. Қозғалтқыштың уақытша тағайындалған ресурсын көбейту шарасы бойынша оны пайдалану жалғастырылуы мүмкін.
      Негізгі бөлшектер - бұзылу немесе бұзылу зардабы ұшақ үшін қауіпті салдарларға алып келуі мүмкін.
      Негізгі бөлшектердің нақты тізбесі қозғалтқышты бабына жеткізу және оның түпкі үлгілерін пайдалану тәжірибесі ескерілген, қауіпті салдары болуы мүмкін істен шығуды талдау негізінде анықталады.
      Қозғалтқыштың алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі ресурсы - пайдаланудан бастап алғашқы күрделі жөндеуге дейін белгіленген істелген жұмыс.
      Ескерту. Ресурстардың сериялық өндірісі мен алғашқы күрделі жөндеуге дейін пайдалану процесінде оның бастапқы мәнінен қозғалтқышқа берілген техникалық талаптарға дейін көбейту жатады. Алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі ресурстар мен жөндеуаралық ресурстардың шегінде РТ-де көзделген локальдық жөндеулер мен жекелеген бөлшектерді айырбастап қалпына келтіру жұмыстарын жүргізуге рұқсат етіледі.
      Орташаланған ұшу циклы (ұшу циклы) - қозғалтқышқа кіреберістегі ауаның қысымы мен температурасының уақыт бойынша өзгеруі және ұшақтағы қозғалтқыш жұмысының режимін сипаттайтын қозғалтқыш роторлары мен басқа өлшемдерінің айналу жиілігінің өзгеруі. Ұшу циклы пайдаланудағы қозғалтқыш жұмысының іс жүзіндегі жағдайлары туралы деректер пайдаланылған топтастыру мен орташаланған үлгілік ұшу циклдарын талдау жолымен іске асады;
      сынақ циклы - роторлардың уақыт бойынша айналым жиілігінің, реттеуші органдар ережелерінің және ұшу циклдарында жинақталған зақымдылықты, осы циклдарды іске қосуда пайдаланудың салыстырмалы жиілігін ескеріп, барынша толық және жеделдете қайта өндіру мүмкіндігін қамтамасыз ететін текшелік сынақтардың кезінде қозғалтқышқа кіреберістегі шарттардың өзгеруі;
      белгіленген режим - қозғалтқыштың өлшемдері уақыт бойынша өзгермейтін (техникалық құжаттамада көрсетілген кіруге рұқсат шегінде өлшемдердің өзгеруіне жол беріледі) оның жұмысының режимі;
      ауыспалы процесс - белгіленген екі режимдердің арасындағы (іске қосу, толық және ішінара қабылдағыштығы, дросселдеу, газдың түсуі, қалдықтар мен басқалар) өлшемдердің уақыт ішінде өзгеру процесі.

94. Қозғалтқыштың конструкциясы

      601. Қозғалтқыш өзінің жүйелерімен және агрегаттарымен бірге тағайындалған ресурстар ішінде пайдаланудың күтілетін жағдайларында және апатты жағдайлардың туындауына алып келетін қауіпті салдарларымен істен шығу қызметінің мерзімінде жобалануға және жасалуға тиіс, іс жүзінде нанымсыз оқиға ретінде қозғалтқыштың жұмыс істеуі бір сағат бұрын бағаланған. Осы талапты орындаудың расталуы нақты схема мен нақтылай конструкциялы, пайдаланудың ұзақ кезеңі ішінде осылай конструкциялардың сенімділігін статистикалық бағалау материалдарын, сондай-ақ осы конструкцияның сынақтарының нәтижелерін талдау негізінде жүргізілуге тиіс.
 

      602. Пайдаланудың күтілетін жағдайларының кезінде белгіленген режимдерде де, ауыспалы процестер жағдайында да (қозғалтқыштың және оның автоматикасының қол жетімді конструкциясымен) қозғалтқышта компрессордың помпажы туындауы мүмкін емес. Көзделмеген факторлардың нәтижелерінде ұшуда туындаған помпаж (аз ықтималды ақаудың пайда болуы, экипаждың мүмкін болатын қателігі және т.б.) қауіпті салдарлары бар қозғалтқыштың істен шығуына алып келмеуге тиіс.
 

      603. Қозғалтқыш пайдалану кезінде оған бөгде заттардың түсуі (құс, су, жаңбыр, бір кесек мұз және бұршақ) мүмкін болатындай осы тармақтың регламенттелетін талаптарының жағдайлары кезінде салдарлар туындамайтындай етіп жобалануға тиіс.
 

      604. Қозғалтқыш және оның агрегаттары қозғалтқыштың РП мен РТ-на сәйкес пайдаланудағы қозғалтқыш конструкцияның бөлшектерін, агрегаттары мен басқа элементтерін қарау, оларға техникалық қызмет көрсету және оларды айырбастау мүмкіндігін қамтамасыз ететіндей етіп жобалануға және жасалуға тиіс.
 

      605. Қозғалтқышты өрттен қорғау:
      Қозғалтқышта:
      1) өрттің туындауы мен таралуының алдын алудың конструктивтік шаралары;
      2) жануды (өртті) табу жүйесі;
      3) қозғалтқыштың олардың жануы мүмкін орындарында жанар сұйықтықтар мен олардың буларының жиналып қалуын болдырмауға арналған дренаждар;
      4) қозғалтқышты шұғыл ажыратып тастайтын құрылғы көзделуге тиіс.
      Қозғалтқышта отқа төзімді немесе жоғары температураның әсерінен қорғалуға тиісті мынадай элементтер:
      1) қозғалтқышы ажыратылған басқару жүйесі органдарының элементтері;
      2) құрамында отын, май немесе олардың булары мен гидрожүйелердің жұмыс сұйықтығы болатын труба құбырлары немесе сыйымдылықтар (бактар);
      3) қозғалтқышы ажыратылған құралдарды басқару органдары жүйесі мен өрт кезінде және өрттен кейін қозғалтқышты бақылауды қамтамасыз етуге қажетті деп танылған басқа жүйелердің электр өткізгіші;
      4) жоғары температура әрекетінен болған бұзылу өрт кезінде ауаны мотогондолға беруге алып келуі мүмкін ауа өткізгіш;
      5) өрт сөндіру жүйесінің труба құбырлары мен шаңдату құрылғысы болуға тиіс.
      Титан негізінде құймалардан жасалған бөлшектерді қозғалтқыш компрессорларында қолдануға, егер осы құймалардан жасалған мүмкін болатын ең жоғары температурасы шекті мәндерден артпаса, рұқсат етілуі мүмкін.
      1) 500 о С - жұмыс күректері үшін;
      2) 300 о С - аппараттарды бағыттайтын күректер үшін;
      3) 300 о С - корпустар мен лабиринттердің ішкі қаптары үшін.
      Ескерту: Титан құймаларынан жасалған бөлшектер үшін көрсетілген шекті температура аппараттарды бағыттайтын күректердің астындағы барабандар мен дискілерде орналасқан, егер түйіндес бөлшектер әртүрлі материалдардан жасалған болса (мысалы, консольдық күректер немесе бағыттаушы аппараттың астындағы ішкі сақина - болаттан, ротор - титаннан жасалса) лабиринттерге қолданылмайды.
      Титан негізінде құймалардан жасалған бөлшектері бар компрессордың конструкциясы мынадай талаптарды қанағаттандыруға тиіс:
      1) титан бөлшектер пайдаланудың қалыпты жағдайында, сондай-ақ статорлық және роторлық элементтер арасында остік және радикалдық саңылаулардың бұзылуының салдарынан өзара үйкелу мүмкіндігін болдырмау;
      2) корпустардың ішкі қаптары мен болат немесе никель құймалардан жасалған аппараттарды бағыттайтын күректері, егер шарт орындалмаған болса, болуға тиіс.
      Қозғалтқыш, егер конструкциялы талдау және қозғалтқышты мәніне жеткізу тәжірибесі, сондай-ақ түпкі үлгілерді пайдалану тәжірибесі ішкі май қуыстарындағы өрттің шығу мүмкіндігін және сонымен бірге қозғалтқышты ажырату жолымен жойылуының мүмкін еместігі көрсетілген жағдайда, ішкі май қуыстарындағы отсөндіргіш заттарды беру жүйесімен жабдықталған болуға тиіс.
      Ескертулер: 1. Әдейі жасалмаған отсөндіргіш заттарды беру қозғалтқыштың қалыпты жұмысын бұзуға әкелмеуге тиіс.
      2. Отсөндіргіш заттарды беруге арналған құрылғы талаптарға жауап беруге тиіс.
      3. Қозғалтқыштың ПБ отсөндіргіш заттарды қолдану кезіндегі операциялардың сабақтастығы көрсетілуге тиіс.
      Қозғалтқыштың құрылысында:
      1) май және отын жүйелері агрегаттарын мүмкіндігінше қозғалтқыштың ыстық бөлігінен тыс орналастыру;
      2) ауаны компрессордан қайта шығару және ауаны капот астындағы кеңістікке емес, ал атмосфераға немесе екіконтурлық қозғалтқыштың сыртқы контурына суфлирленген май жүйесінің қуыстарынан бөлу көзделуге тиіс.
      Валдарды майлық тығыздау арқылы аққан майдың жануын болдырмау үшін мынадай мүмкіндіктер:
      1) ауаның майлық және ауалық тығыздықтарының арасындағы қуыстардан майларды бөлу арнаулы арналар арқылы:
      2) соратын сорғылар істен шыққан жағдайда сығылған сорғымен май беруді тоқтату қамтамасыз етілуге тиіс.
      Қозғалтқыштың жану камерасында және оның түтін шығаратын трубасында қозғалтқыш сәтсіз іске қосылған жағдайда отын жинақталуы мүмкін кептеліп қалған аймақтардың туындауын болдырмауға тиіс және отырып отынның қажетті дренажы көзделуге тиіс.
 

      606. Қозғалтқыштың негізгі элементтерінің электр әлеуеттерінің айырмашылығын жою үшін олардың арасында электр байланысы (металдандыру) қамтамасыз етілуге және қозғалтқыштың оған сұғынып тұратын ұшақ элементтерімен оны ұшаққа қондыру кезіндегі электрлік байланыс мүмкіндігі көзделуге тиіс.
 

      607. Қозғалтқыштың функционалдық істен шығу себептері мен салдарларына қозғалтқышты жетілдіру тарихы мен оның түпкі үлгісін немесе ұқсасын пайдалану тәжірибесін ескеріп талдау жүргізілуге тиіс.
      Қауіпті салдарлары болуы мүмкін істен шығу бойынша арнайы шаралар жасаудың конструкциясында, технологиясында көрсетілуге және қозғалтқышқа техникалық қызмет көрсету жөніндегі құжаттамада көзделуге тиіс:
      1) осындай істен шығуды болдырмау жөнінде;
      2) қозғалтқыштың қауіпті салдарлары бар істен шығуының туындауына алып келуі мүмкін ақаулары мен зақымдануларын уақтылы анықтау мен жою жөнінде.
      Қуатты қондырғылардың күтілетін құраластарындағы қозғалтқыштардың өзара алмасушылығы қамтамасыз етілуге тиіс. Ерекшелік ретінде қозғалтқыш конструкциясының жекелеген агрегаттарын немесе басқа элементтерін олардың өзара алмасушылығын қамтамасыз ету жағдайы кезінде орнын алмастыруға рұқсат етілуі мүмкін.
 

      609. Қозғалтқыштың бөлшектері мен агрегаттары техникалық құжаттамамен регламенттелген тиісті тәсілдермен пайдалану мен сақтау кезінде тоттану мен тозудан қорғалуға тиіс.
      Қозғалтқышты консервациялау мен қайта консервациялау қозғалтқышты ішінара бөлшектеуді немесе агрегаттарды қайта монтаждауды талап етпеуге тиіс.
 

      610. Істен шығуы қауіпті салдарлар жасауы мүмкін қозғалтқыштың бөлшектері техникалық құжаттаманы пайдаланатындай, осы бөлшектерді жасау туралы қажетті мәліметтер алатындай етіп таңбалануға тиіс. Осы бөлшектерді жасауға арналған техникалық құжаттамада оларды бақылаудың көтеріңкі көлемі көзделуге тиіс.
 

      611. Қозғалтқышты техникалық құжаттамаға сәйкес оның жұмыс қабілетін төмендетпейтіні көрсетілуге тиіс.
 

      612. ТВҚ тұратын тежегішпен немесе ауа бұрамдарының айналуын болдырмайтын басқа құралдармен жабдықталуға тиіс. Тұратын тежегіштің болуы кезінде ол ТВҚ іске қосу жүйесімен бағытталуы тиіс.

95. Қозғалтқыш беріктігі

      613. Статикалық және динамикалық кернеу, қозғалтқыш бөлшектеріндегі өзгеріс пен жүктеме, сондай-ақ оның ұшаққа ілінген орындарындағы тербелісі мен агрегаттарды бекіту материалдарында пайдаланылатын конструкцияның осы ерекшеліктері және жасаудың қабылданған технологиясы кезінде өткізілген арнаулы сынақтарды пайдалану тәжірибесі мен нәтижелерін ескере отырып белгіленген мәні асып түсуге тиіс.
 

      614. Компрессордың жұмыс күректерінің немесе турбиналарының жарылуы, сондай-ақ ол жарылған кезде туындаған қайталама көрініс (басқа күректердің бұзылуы, ротордың дисбалансының көбеюі, температураның жергілікті артуы және т.т.) қауіпті салдарлар тудырмауға тиіс.
 

      615. Бұзылуы кезінде қозғалтқыш (желдеткіш күректері, дискілер) корпустарының ішіндегі сынықтарды жергіліктендіру қамтамасыз етілмеген қозғалтқыш роторлары элементтерінің пайдаланудағы күтілетін жағдайларында мүмкін болатын ең жоғары механикалық және жылу жүктемелеріне қарсы тұратындай жеткілікті беріктігі болуға тиіс.
 

      616. Қозғалтқыш корпустары бұзылған кезде (дискілер, валдар желдеткіш күректері) ұстамайтын роторлар элементтері техникалық құжаттаманың нұсқауларына сәйкес өндірістік барлық кезеңдерінде бұзылмаған бақылауға, оның ішінде әрбір дайындаманың табыс бөлігінен кесіп алынған үлгілерге арналған материалдың механикалық қасиетін бақылауға тап болады.
 

      617. Істен шығуды талдау жолымен және қажет болған жағдайда тиісті сынақтармен турбина валдарының немесе компрессордың бұзылуы жанында жатқан бөлшектерге қатысты олардың ажыратылуы немесе орнынан жылжуы не болмаса қауіпті салдарларымен бірге істен шығуға алып келмейтіндігі, не болмаса іс жүзінде нанымсыздығы көрсетілуге тиіс.

96. Материалдар

      618. Қозғалтқыштың бөлшектерін, оның жүйелері мен агрегаттарын жасауға пайдаланылатын барлық материалдар қолданыстағы стандарттардың, Нормалар мен техникалық шарттардың талаптарына сәйкес келуге тиіс және олардың қозғалтқышта ресурстар ішіндегі, сондай-ақ қызметтер көрсету мен сақтаудың тиісті мерзімдеріндегі жұмыстарының шынайы жағдайларын ескеріп таңдап алынуға тиіс.
      Осы мүмкін болатын барлық жерде тоттануға қарсы жеткілікті қасиеттерін иеленетін және жұмысқа төзімді материалдар қолданылуға тиіс.
      Материалдарды таңдаудың негіздемесі қозғалтқыш жөніндегі техникалық құжаттамаға енгізілуге тиіс.
 

      619. Қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамаға шығыс материалдарын пайдалануға (негізгі және резервтік отындар мен майларда жағар майларда, арнаулы сұйықтарда және т.б.) қолдануға рұқсат етілгендер туралы деректер енгізілуге тиіс. Пайдаланылатын барлық шығыс материалдары қолданыстағы стандарттарға сәйкес келуге тиіс.
 

      620. Қозғалтқыштағы қолдануға рұқсат етілген отындар мен майлар үшін шетелдің осындай ПР көрсетілуге тиіс.
 

      621. Титан құймасынан жасалған компрессорлардың ағыс бөлігінің бөлшектері үшін материалдар таңдау талаптарын ескеріп жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыш конструкциясының үлгілеріндегі немесе элементтеріндегі арнайы сынақтардан өткен титан негізіндегі жаңа материалдар үшін олардың өзін өзі қолдайтын жануының жоқтығы расталуға тиіс.
 

      622. Егер қозғалтқыш конструкциясында тоттануды немесе жануды күшейтуі мүмкін сұйықтықты сіңіріп алатын материалды қолданатын болса, онда осы материалдардың сұйықтықты сіңіруден қорғау құралдары әзірленуге тиіс.

97. Технология

      623. Жалпы талаптар
      Қолданылып отырған жасау технологиясы қозғалтқыш бөлшектерінің бастапқы беріктік сипатының тұрақтылығы мен оны жинау сапасын қамтамасыз етуге тиіс.
      Газды әуе тракт (мысалы, күректердегі кемістік, қайта бағыттайтын құрылғы бөлшектеріндегі сызаттар) элементтерінің зақымдарын жоюға қолданылған және ПР енгізілген технология қозғалтқыштың жұмыс қабілетін сақтауды қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамаға сәйкес қамтамасыз етуге тиіс.
      Жинау кезінде белгілі бір ережені талап ететін қозғалтқыштың бөлшегінің тиісті конструкциялық элементтері немесе оларды қате монтаждау мүмкіндігін болдырмайтын белгісі болуға тиіс.
      Қозғалтқыштың бөлшектерін бекіту және тіркеу элементтері өндіру және жөндеу кезінде мынадай талаптарды қанағаттандыруға тиіс:
      1) бандаждық сөрелері жоқ компрессорлар мен турбиналардың жұмыс күректерін бекіту конструкциясы мен технологиясы әдеттегідей тиісті баспалдақтың басқа күректерін алмастан жекелеген күректерді ауыстыру мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс;
      2) бөлшектерді нүктелеу мен біліктеу пайдаланылған қозғалтқыштың алмалы-салмалы қосылыстарында тіркеуге бөлшектердің бір рет қолданысы пайдаланылатын қосылыстарда, сондай-ақ бөлшектерде қайталап біліктеу үшін арнайы элементтері болған жағдайда ғана рұқсат етіледі;
      3) қажет болған жағдайда ойма қосылыстарында ойма бойынша бөлшектерді қармаудың алдын алу шаралары көзделуге тиіс.
      Қозғалтқыш подшипниктерін монтаждау конструкциясы мен технологиясы дене мен теңселу жолдарын зақымдамастан бірнеше рет қайта монтаждау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
      Қозғалтқыш роторларының динамикалық теңгерімі, әдеттегідей, күректерді және (немесе) арнаулы реттеуші элементтерді орнын ауыстыру есебінен жүзеге асырылуға тиіс. Роторлардың теңгерімін материалды алу жолымен жүргізу қозғалтқышты жасау кезінде ғана рұқсат етілуі мүмкін.
      Қозғалтқыштың модулін (модульдік конструкция қозғалтқышына) пайдалануға ауыстырған жағдайда мынадай қажеттілік:
      1) модульдерді бірлесіп өңдеу;
      2) роторларды кейіннен арнайы текшелерде теңгерімдеу;
      3) қозғалтқыштың бақылау сынақтарын жүргізу болмауға тиіс.
      Модульдерді айырбастағаннан кейін қозғалтқыштың қажетті тексеруі мен реттеуі ПБ сәйкес жүргізілуге тиіс.
 

      624. Құйма дайындамалар.
      Қозғалтқыштың конструкциясына қолданылатын құйма дайындамалардан жасалған бөлшектерді жасау және бақылауды техникалық құжаттамада көрсетілген талаптарға сәйкес жүзеге асырған жөн.
 

      625. Ыстықтай деформацияланған дайындамалар.
      Ыстықтай деформацияланған дайындамалардан алынған, қозғалтқыш конструкциясының бөлшектеріне қолданылатын қажетті беріктікті қамтамасыз ету үшін техникалық құжаттаманың негізінде ыстықтай деформацияланған дайындамалардың әрбір үлгісіне технологияға сәйкес таңбалау және мөртабандау, термоөңдеу және сапа бақылау орнатылуға тиіс.
      Ыстықтай деформацияланған дайындамалар жауапкершілігіне және жасалуы осы дайындамаларға арналған бөлшектер жұмысының жағдайларына қарай бақылаудың тәсілдері, көлемі мен түрлері бойынша тиісті топтарға бөлінуге тиіс. Бақылау топтары техникалық құжаттамада көрсетілуге тиіс.
      Ыстықтай деформацияланған дайындамалардың талап етілетін сапасын бақылаудың тәсілдері мен түрлерін (химиялық құрамды талдау, механикалық қасиеттерін анықтау жөніндегі сынақтар, металлургиялық зерттеулер, стандарттық үлгілерді бұзумен сынау, беріктігін зерттеу, рентген графикалық бақылау және т.б.) техникалық құжаттамада көрсеткен жөн.
      Техникалық құжаттамада сызбалар, олардың қасиеттерінің қажетті тұрақтылығын қамтамасыз ететін ыстықтай деформацияланған дайындамаларды жасау технологиясы мен бақылау тәсілдері қамтылуға тиіс.
      Егер бақылау тәсілі үлгілердегі материалдық механикалық қасиеттерін сынауды көздейтін болса, онда әрбір ыстықтай деформацияланған дайындамалардың термөңдеуден кейін қолданылған материалдың техникалық құжаттама талаптарына сәйкестігін белгілеу мақсатында сыналып отырған үлгілерді жасау үшін пайдаланылатын бір немесе бірнеше технологиялық табыстары болуға тиіс.
 

      626. Пісірілген (дәнекерленген) бөлшектер.
 

      627. Техникалық құжаттаманың негізінде қозғалтқыштың пісірілген (дәнекерленген) бөлшектерінің қажетті беріктігін қамтамасыз ету үшін оларды пісірудің немесе дәнекерлеудің, термоөңдеудің және сапа бақылаудың тиісті технологиясы белгіленуге тиіс. Пісірілген процестер қолданылған қозғалтқыштың ыстық бөлігінің бөлшектерін жасау үшін пайдаланылатын материалдар мен олардың үйлесімділігі пісірілген жіктердегі, жік жанындағы аймақтарда және қайталама және ұзақ қызулардың әсеріндегі мақсатты материал бойынша сызаттар пайда болудың алдын алу қасиеттеріне ие болуға тиіс.
      Қозғалтқышты жөндеген кезде пісірілген және басқа ақауларды жою үшін пісіру құралын пайдалану мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      628. Пісіру (дәнекерлеу) технологиясы, бақылаудың түрлері мен көлемі тиісті техникалық құжаттамада көрсетілуге тиіс.
 

      629. Қозғалтқыш конструкциясының пісірілген элементтері қажет болған жағдайда пісірілгеннен және термоөңделгеннен кейін барлық пісірілген (дәнекерленген) жіктердің рентгендік (немесе басқа бұзбайтын) бақылауды қолдану мүмкіндігінің қажеттігі жағдайында қамтамасыз етілуге тиіс. Түпкілікті жасалған конструкцияларда мұндай бақылауды қолдану мүмкін болмаған жағдайда оны жасаудың аралық операцияларында қолдану мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      630. Тиісті техникалық құжаттамамен регламенттелген пісірілген (дәнекерленген) конструкциялардың сапасы қамтамасыз етілуге тиіс. Бөлшектердің жұмыс жағдайларына қарай бақылаудың үлгілік немесе ерекше түрлері - артық қысым астындағы герметикалыққа сынау, бұзуды бақылау, бақылаудың нақты әдістері (магнитті, құйынды, ультрадыбысты, мипендансты және басқа) және т.т. көзделуге тиіс.
 

      631. Барлық пісірілген (дәнекерленген) жіктер көзбен көретін бақылауға және ақауды анықтаудың қабылдауға болатын әдістеріне тап болуға тиіс. Конструкцияның пісірілген элементтерін термоөңдегеннен кейін қосымша бақылау тағайындалуы мүмкін.
 

      632. Конструкцияның пісірілген элементтері үшін қабылданған бақылаудың түрлері мен көлемі қозғалтқышты үздіксіз олардың сапасының қажетті тұрақты деңгейіне жеткенге дейін жасау технологиясын игеру дәрежесінде қолданылуға тиіс.

98. Ресурстар

      633. Қозғалтқыштың конструкцияны пайдаланудың белгілі бір уақыты (тағайындалған ресурстың) ішінде бұзылмастан, ұшу қауіпсіздігіне қатер төндіретін, пайдалану кезінде қайталанатын жүктеменің әсеріне төтеп беруге тиіс.
      Қозғалтқышты "ұшаққа бекіткенге дейін" сертификаттау кезінде қозғалтқыштың және оның негізгі бөлшектерінің бастапқы тағайындалған ресурстары мен қозғалтқыштың бірінші күрделі жөндеуге дейінгі бастапқы ресурсы бойынша пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес белгіленеді.
 

      634. Ресурстар қозғалтқыштың және оның негізгі бөлшектерінің сынақтарымен расталады.
 

      635. Агрегаттар мен жинақтайтын бұйымдардың ресурстары қозғалтқыш жүйесіндегі олардың сынақтарының, сондай-ақ арнайы қондырғылардағы автономиялы сынақтардың негізінде белгіленеді.

99. Сенімділік

      636. Жиынтықты істелген жұмыстың жеткілікті сенімділігін растау үшін ұшу кезінде қозғалтқышты ажыратуға алып келетін пайдаланудағы текшелік ұзақ және ресурстық процесінде істен шығу болмаған жағдайда, ұшу ұзақтығы 5 с-тан аспайтын - 5000 с-тан кем емес, ал ұшақта пайдалануға арналған қозғалтқыш үшін, ұшу ұзақтығы 5 с-тан аспайтын - 7000 с-тан кем емес болуға тиіс.
      Көрсетілген істен шығу болған жағдайда, бірінші топтағы қозғалтқыш үшін істен шығуға істелген жұмыс 8500 с-тан аспайтын, ал екінші топтағы қозғалтқыш үшін - 12000 с-тан аспайтындай болуға тиіс.
      Істен шығуға істелген жұмыс мынадай формула бойынша анықталады:

Т IA = t
     m a

      мұндағы
      t - текшелік қозғалтқыштық және ресурстық сынақтар кезінде қозғалтқыштардың жиынтықты істелген жұмысы;
      m в - ұшқанда қозғалтқышты ажыратуға алып келетін пайдаланудағы істен шығу саны.
      Ескертулер. 1. Сынақтармен тексерілген тиімді іс-шаралар әзірленген себептерді жою үшін істен шығулар есепке алынбайды.
      2. Әрбір сынақ циклына арналған қозғалтқыштың баламалы-циклдық бағдарлама бойынша жеделдетілген сынақтар кезінде сынақ циклына сәйкес келетін, ұзақтығы ұшу циклына тең істеген жұмысы есепке алынуға тиіс.

100. Қозғалтқыштың отын жүйесі

      637. Отын жүйесі қозғалтқышты іске қосқан кезде және пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы барлық режимдерде отын қорегімен қамтамасыз етілуге тиіс. Жүйе техникалық шарттарда көрсетілген пайдаланудың айырықша жағдайларында қозғалтқыштың жұмысын қамтамасыз етуге тиіс.
 

      638. Отын қозғалтқыштан (немесе басқа энергетика құрылғысынан) келетін жоғары қысымды сорғымен (сорғылармен) бүркегіштерге берілуге тиіс. Сорғының толық өнімділігі пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы ең жоғары (шарықтау) режимдерге арналған қозғалтқыштың тұрақты жұмысын қамтамасыз ету үшін ең жоғары қажеттіліктен кем болмауға тиіс. Екі сорғы болған жағдайда олардың әрқайсысы тәуелсіз жетегі; бір сорғының істен шығуы басқа сорғының жетегіне немесе сипатына әсер етпеуге тиіс.
 

      639. Жоғары қысымды негізгі отын сорабының (сорғыларының) сору магистралі үшін талаптарға сай өткізгішке қабілетті және тазалаудың жұқа сүзгіші орнатылуға тиіс.
 

      640. Отын сүзгіштерінің конструкциясы:
      1) сүзгіш элементі механикалық араласпалармен немесе отынның құрамындағы судың қатуының салдарынан пайда болған мұзбен бітеліп қалған жағдайда қайта іске қосылатын сақтандырғыш клапан арқылы отынның талап етілетін шығысын қамтамасыз етуге тиіс. Сүзгіш сүзгіштегі ең жоғары қысымның түсіп кету белгі бергішімен жабдықталуға тиіс;
      2) сүзгіштерді қарау және тазалау үшін көзделген ең жоғарғы мерзімдер ішінде сүзудің ең жоғары дәрежесі, берілген механикалық араласпалармен және еркін сумен ластанған деңгейдегі отынмен жасалатын жұмыс кезінде қамтамасыз етуге тиіс.
 

      641. Жүйенің дренаждық құрылғысы отынның қозғалтқыштың бөлігіне және басқа өрт қауіпті аймақтарға, сондай-ақ әуеайлақтың тұрақ алаңына түсу мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      642. Құрамында мұз қатуға қарсы қосымы жоқ, отынмен жұмыс істейтін қозғалтқышты пайдалану кезінде, отын жүйесі сүзгішті мұз қатудан қорғау қондырғысымен жарақтандыруға тиіс.
 

      643. Отын жүйесінің, жұмысы РП және РТ-ға сай барлық элементтерін қызмет көрсететін персонал бақылауға тиіс, ыңғайлы қол жеткізуге тиіс.
 

      644. Қозғалтқыштың конструкциясында жалған немесе сәтсіз іске қосу кезінде және жер мен ұшуда қозғалтқышты пайдалану уақыты үшін тоқтағаннан кейін сұйық отынды жинау және ұқсатуға арналған жүйе көзделуге тиіс.
      Газды әуе трактінің төменгі нүктелерінен төгілген отынды жинауға арналған сыйымдылықты басқа сұйықтықтар үшін пайдалануға болмайды және қозғалтқышқа ол жұмыс жасап тұрған кезде отын қайтадан автоматты түрде босатылуға тиіс. Отынды қайтару ұшақтың бағын соқпастан, егер техникалық құжаттамада өзгедей сөз болмаса, жүргізілуге тиіс.

101. Қозғалтқыштың май жүйесі

      645. Қозғалтқыштың жеке бактағы май жүйесі болуға тиіс.
      Май жүйесінің конструкциясы мен реттеу органының схемасы:
      1) бөлшектер мен түзілімдердің үйкелуіне жағу және суыту үшін майдың белгіленген қысымдары мен температураларын ұстап тұруды;
      2) роторлардың тіректерін толастатуды;
      3) май жұмыс сұйықтығы ретінде пайдаланылатын агрегаттарды басқару жұмысын;
      4) тірек жолақтарынан және май бағынан ауаны бөліп шығаруды;
      5) қозғалтқыштан үйкелген үстіңгі беттегі тозған бөлшектерін маймен шығаруды;
      6) 40 мкм-ден астам көлемдегі қосудан оның циркуляциялануы процесіндегі майды тазалауды қамтамасыз етуге тиіс.
      Осы функциялар қозғалтқыштың пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы барлық жұмыс режимдерінде орындалуға тиіс.
      ТВҚ-дағы май жүйесі майды температуралары мен қысымдары, жиілік сыныбы бар және олардың пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қалыпты жұмысы үшін қабылдауға болатын ауаны ұстауы ауа бұрамдары мен оның агрегаттарына үздіксіз беруді қамтамасыз етуге тиіс.
      Ескерту. Май бағы қозғалтқыштан тыс, егер мұндай құраластың мақсаттылығы дәлелденген болса, орнатылуы мүмкін.
 

      646. Қозғалтқыштың тіректері мен май жүйесіндегі құрылымдық құралдар:
      1) олар күтетін үстіңгі беттің жоғары температурасынан артық қол жетімді Нормалардың техникалық жағдайларымен қозғалтқыш арқылы циркуляцияланатын майдың физикалық-химиялық қасиеттерінің өзгеруін;
      2) жұмыс сызбаларында көрсетілген қол жетімді шектерден асатын қос үйкелістің тозуын;
      3) суфлирленген жолақтардағы қысымды арттыруға алып келетін шектерде суфлирленген трубалардағы кокс қалдығын;
      4) ауаның 5.7.2-де көрсетілген барынша қол жетімді шоғырлануынан жоғары ауаның ұшақтың мұқтажы үшін қозғалтқыштан алынған ластануын тудыратын валдарды тығыздау арқылы майдың ағуын;
      5) қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамада келтірілген май шығысының Нормаларынан асатын суфлер арқылы майдың ағуын немесе тасталуын;
      6) жүйені маймен толтыру немесе ұшқанда майжинағыштан майды құйып алу кезінде айдау сорғысында ауа сынамдарының пайда болуын;
      7) қозғалтқыш жұмыс істемеген кезде де, оның жердегі және ұшудағы жұмысының барлық режимдерінде де, оның ішінде авторотация режимінде қозғалтқыштың маймен толтырылуын;
      8) қозғалтқыш пен ұшақтың үстіңгі бетінің төгілген маймен ластануын болдырмауға тиіс.
 

      647. Май жүйесіне жататын негізгі агрегаттар мен элементтер (бак, май сорғылары, орталықтан аулақ ауа бөлгіштер, клапандар, крандар, сүзгіштер, жылу айырбастағыштар, өлшегіш және дабыл беруші құрылғылар және т.б.) қозғалтқышқа:
      1) өрт қауіпсіздігі;
      2) жүйенің жекелеген ақаулы бөлшектері мен агрегаттарын еңбекті көп шығындамай ауыстыру мүмкіндігі;
      3) жылудың жердегі штаттық көздерінің көмегімен төмен температурада іске қосқан кезде жүйедегі майдың тез қызуы қамтамасыз етілетіндей етіп орналастырылуға тиіс.
      Ескерту. Жылудың жердегі штаттық көздері, егер олар қозғалтқыш үшін пайдаланылса, РП-да көрсетілуге тиіс.
 

      648. Бактағы майдың қажетті қоры толтырылған жүйе кезінде:
      1) техникалық құжаттамада көрсетілген майдың сағаттық шығынына сәйкес, бірақ сағаттық шығынның 12 еселенгеннен кем емес ұшу ішінде жұмсалған майдың екі еселенген санының;
      2) қозғалтқыш арқылы оның жұмысының барлық режимдерінде майдың тұрақты циркуляциясын қамтамасыз етуге қажетті май санының;
      3) мүмкін болатын кері жүктемелер кезінде, ауа бұрамы қалақтарының желдетілуін қамтамасыз етуге арналған жүйе майды ысырап еткен жағдайда, қозғалтқышты реттеу агрегаттарына беру үшін бактың арнайы бөлігінде қалуға тиісті май санының;
      4) майжинағыштың қиығынан төменгі бактағы май санының сомасымен анықталуға тиіс.
 

      649. Май багының:
      1) бактан майды құйып алу үшін қыспалы өзін өзі бақылайтын үлгідегі краны бар құю аузы мен құрылғысы;
      2) май құю кезінде бактың асыра толуын болдырмайтын құрылғысы және стандартты көлемдегі штуцері бар әуеайлақтық жағдайларда қысыммен жабық дистанциялық май құюға арналған клапаны;
      3) құятын аузында тез алынатын қақпағы;
      4) құятын аузында жұқалығы 0,2 мм майды тазалайтын алмалы-салмалы торлы сүзгіші;
      5) бактағы майдың санын өлшеуге арналған (ең жоғары құйылған майдың санынан± + 4% аспайтын қателікпен) құрылғысы және бактағы қол жетімді ең жоғары және ең төмен деңгейлерінің белгі беру құралдары;
      6) бактың 20% көлемінен аспайтын май толтырылған көлемі;
      7) май құйғаннан кейін құятын ауызға және соған жақын жерде қалдықтардың жинақталу мүмкіндігін болдырмайтын конструкциясы;
      8) құятын ауызға жақын бекітілген құйылған майдың маркасы мен саны көрсетілген трафареті;
      9) механикалық және жылу жүктемелерін пайдаланудың күтілетін жағдайларында мүмкін болатын орнынан жылжу мен зақымдануды болдырмайтын бекіткіші;
      10) жабдықталған майжинағыштың арнайы бөлігі;
      11) майдың құрамындағы ауаны бөлуді қамтамасыз ететін бакқа майды қайтару құрылғылары;
      12) майдың қозғалтқышқа түсуін қамтамасыз ететін, сондай-ақ пайдаланудың күтілетін жағдайларында мүмкін болатын жүктемелер мен эволюциялар кезінде бактың суфлирлеу құрылғысы болуға тиіс. Құрылғының орналасуы қалдықты соруды болдырмауға тиіс;
      13) бактың төменгі нүктесіндегі оның жабық қалпын тіркеумен қоса май мен конденсатты толық құйып алуға арналған краны немесе тығыны болуға тиіс.
 

      650. Қозғалтқыштың май жүйесінің сорып шығаратын сорғылары, сондай-ақ қозғалтқыш роторларының подшипниктеріне майды апаратын бүріккіштер қорғау сүзгіш элементтерімен өзге де бөгде бөлшектер түспеуден сақтандырылуға тиіс.
      Ескерту. Сүзгіш элементтер бүріккіштердің алдында, егер конструкцияда оларға бөтен бөліктердің маймен бірге түсуінен қорғау жөнінде басқа шаралар көзделсе, орналастырылмауы да мүмкін.
 

      651. Қозғалтқышқа кіре берісте май өткізгіш қабілеті мен тазалау жұқалығы бар тиісті дәрежедегі сүзгіш орнатылуға тиіс. Сонымен бірге:
      1) сүзгіш РТ-де көзделген мерзім ішінде тазалаусыз жұмыс істеу қабілетін иеленуге тиіс;
      2) сүзгіш конструкциясында сүзілетін элементтің жанынан ол бітеліп қалған жағдайда немесе қозғалтқышты майдың төмен температурасында қосқан кезде майды өткізу клапаны көзделуге тиіс;
      3) майды өткізу клапаны ашық кезінде сүзетін элементтен және сүзгіш корпусының қалдық қуыстарының түбінен;
      4) сүзгіштің құю кранымен қоса тұндырғыш қуысы болуға және ауық-ауық қарау үшін ыңғайлы орынға орнатылуға тиіс; сүзгіш корпусынан сүзетін элементті алған кезде май ақпауға тиіс.
      5) сүзгіш сүзетін элементтегі қысымның ең жоғары қол жетімді түсу белгі бергіштерімен немесе сүзгіштің бітелгенін көрсету үшін өзге баламалы құралмен жабдықталуға тиіс.
 

      652. Май жүйесінің суфлері пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларындағы тірек қуыстарында, бакта және қорапта ұстауға қажетті шектерде жоғары жағдайдағы сорғыларды беруді қамтамасыз етуге жеткілікті қысымды әкелетін тығыздалған тірек арқылы кірген ауаны шығаруды қамтамасыз етуге тиіс. Суфлер сонымен бір мезгілде майлы ауа ортасынан майды бөлу және бөлінген майды май жүйесіне қайтадан қайтару функциясын орындауға тиіс. Суфлирлейтін келте құбыр бөгде заттардың оған түсуінен және конденсаттың қатуынан қорғалуға тиіс.
 

      653. Авторотация режиміндегі майды қозғалтқыш арқылы айдау пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларындағы үйкелген бөлшектердің зақымдануынсыз, майдың ішкі ағыстары мен сыртқы шығарылуы ұшқанда қозғалтқышты қосу мүмкіндігін сақтай отырып, барынша ұзақ бағыт бойынша ұшу уақытының жартысына тең уақыт ішінде ұшуды қамтамасыз етуге тиіс. Жүйедегі майдың ысырап болуынан ұшу кезінде қозғалтқышты ажыратып тастаған жағдайда қозғалтқыштың авторотациясы көрсетілген уақыт ішінде қауіпті салдарлармен істен шықпастан қамтамасыз етілуге тиіс.

102. Қозғалтқыштың суыту жүйесі

      654. Қозғалтқышты суыту жүйесі қозғалтқыштың, оның агрегаттарының ыстық бөлшектерінің және пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы жұмыс сұйықтықтарының жұмыс қабілетін қамтамасыз етуге тиіс. Суыту агентінің саны, температурасы мен қысымы есеппен айқындалуға және сынақтарға тап болуға тиіс.
 

      655. Егер қозғалтқыштан алынған ауа (газ) конструкция элементтерін суыту немесе жұмыс қабілеті берілген ауаның (газдың) тазалығына байланысты және оларға бөгде бөліктердің (шаңның, құмның, және басқалардың) әсерінің салдарынан нашарлауы мүмкін тығыздалған және бекітілген қуыстарды үрлеу үшін пайдаланылса, онда жүйе конструкциясы осы элементтерге шамадан тыс үлкен мөлшердегі және келеңсіз сандағы бөліктердің түсуін болдырмауға тиіс.

103. Қозғалтқыштың реттеу мен басқару жүйесі

      656. Қозғалтқыш автоматты реттеу жүйесімен (АРЖ) жарақтандырылуға және басқаруы пайдаланудың күтілетін жағдайларында қамтамасыз етілуге тиісті мынадай:
      1) қозғалтқышты іске қосу және ажырату;
      2) реттелетін өлшемдерді берілген реттеу бағдарламасына сәйкес және барлық режимдерде берілген дәлдікпен және реттеуші құрылғыларда қолданылатын жұмыс денесінің сыртқы жағдайлары мен температурасының мүмкін болатын өзгерістері кезінде автоматты түрде қолдау;
      3) РУД-ты техникалық құжаттамада келісілген шектерде реттелетін өлшемдердің өзгерісімен араластырған кезде режимнен режимге қалқып ету;
      4) қозғалтқыштың шекті қол жетімді өлшемдерін тікелей немесе жанама шектеу (газдың температурасы, айналу жиілігі, тартым (қуат), ауа бұрамының жағымсыз тартымы, айналу сәті, кері қимылдайтын тартым, компрессорға арналған ауа қысымы және басқалар) функцияларын орындауға тиіс.
 

      657. Реттелетін өлшемдер мәндерінің олардың автоматты реттеу және басқару жүйесінің істен шығуы кезіндегі шекті қол жетімді мәндерінен артық асуын болдырмау үшін шаралар көзделуге тиіс.
 

      658. Реттеу мен басқару жүйесінде бастапқы пайда болуы тіркелуге тиісті қозғалтқыштардың істен шығуының қауіпті дамуын болдырмау үшін құрылғы көзделуге тиіс. Осы құрылғылардың үлгілерін таңдауға негізделген, ал олардың тиімділігі қозғалтқышта тексерілген болуға тиіс.
 

      659. Қозғалтқышқа орнатылған жалындаған сұйықтықтарды өшіру құрылғысы мен осы құрылғыларды басқару құралы ашық оттың оларды зақымдауы немесе ететін әсері мүмкіндігінше аз болатындай етіп орналастырылуға тиіс.
 

      660. Қозғалтқышқа АРЖ агрегаттарын орналастыру және басқару ұшақтан қозғалтқышты алмастан оларға ыңғайлы қызмет көрсету мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      661. Шеңберлі ортаның температурасын өзгерту кезінде АРЖ тиісті элементтерін қосымша реттеу талап етілуге тиіс емес.
      Ескерту. АРЖ элементтерін қосымша реттеу отынды қозғалтқышта қолдануға рұқсат етілген басқа маркаға ауыстыру кезінде РП-ға сай жол берілуі мүмкін.
 

      662. АРЖ-да пайдаланылатын реттелетін өлшемдердің датчиктері бөлек болуға тиіс.
      Ескерту. Көрсетілген датчиктер, егер АРЖ-дың жұмысына қолайсыз әсер етпейтін болса, басқа мақсаттарға пайдаланылуы мүмкін.
 

      663. АРЖ агрегаттарының электр жетегімен жұмыс істеу қабілеті электр энергиясының негізгі және апатты көздерінен істелетін жұмыс кезінде қамтамасыз етілуге тиіс.
      АРЖ агрегаттары бірінші санаттағы (8.1.1.25) электр энергиясын қабылдаушыларға жатқызылуға тиіс.
 

      664. Қозғалтқышқа жататын басқару жүйесінің органдары мынадай талаптарға жауап беруге тиіс:
      1) жеткілікті түрде беріктік пен қаттылығы болу және пайдаланудың күтілетін жағдайларында мүмкін болатын механикалық және жылу жүктемелерін ұстау;
      2) тербеліс әрекетімен және басқа есептелмеген жүктемелермен араласпау.
 

      665. Егер қозғалтқышта орналастырылған және оның құраласына енгізілген басқару органдары үшін икемді элементтер пайдаланылса, онда олардың жарамдылығы расталуға тиіс.

104. Қозғалтқыштың іске қосу жүйесі

      666. Жүйе пайдаланудың күтілетін жағдайларында қозғалтқышты қалыпты іске қосуды қамтамасыз етуге тиіс.
 

      667. Жүйе жерде борттық та және әуеайлақтық та қоректену құралдарын іске қосу жүйесі мен АРЖ пайдаланудың күтілетін жағдайларында қосымша арнайы реттеусіз қозғалтқышты қалыпты іске қосуды қамтамасыз етуге тиіс.
 

      668. Ұшуда пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы жүйесі, егер бұл іске қосылған құрылғыны айналдырумен талап етілсе, авторотацияланатын қозғалтқыштың қалыпты іске қосылуын қамтамасыз етуге тиіс.
 

      669. Іске қосу жүйесі автоматтандырылуға және мынадай талаптарды қанағаттандыруға тиіс:
      1) басқару органына (іске қосу кнопкасына, тумблерге және т.б.) әсер ету жолымен қосылуға;
      2) қандай да бір қосымша қол операцияларын орындамастан қозғалтқыш газы аз режимге шыққанға дейінгі қалыпты іске қосудың автоматты процесін қамтамасыз ету.
      Ескерту: 1. Егер басқа жүйелермен бірлескен әуе іске қосу жүйесі пайдаланылса, онда қозғалтқышты іске қосуға арналған мұндай жүйені қайта құруға байланысты алдын ала операцияға рұқсат етіледі.
      2. Ұшқанда флюгерлік жағдайдан әуе бұрамдарының қалақтарын шығару кезінде жүзеге асырылатын ТВҚ-ны іске қосу үшін қолмен жасалатын операцияға (мысалы, флюгерлік сорғыны қосу, әуе бұрамының айналу жиілігін қайта құру және басқа);
      3) кимитациясы іске қосуға автоматты түрде өшірілу және автоматты түрде дайындалу;
      4) бұрын іске қосылған қозғалтқыштарды (мұның турбокомпрессорлы стартерлері бар жүйелерге қатысы жоқ) энергияны немесе ӘГТҚ-ны пайдаланып қозғалтқышты іске қосу мүмкіндігін қамтамасыз етуге рұқсат етіледі.
 

      670. Іске қосу жүйесі:
      1) іске қосуды тез тоқтатуды;
      2) роторды айналдыруды іске асыруды;
      3) қозғалтқышты жалған іске қосуды орындау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      671. Жүйенің жоғары вольтті тізбегі қозғалтқыштағы басқа барлық электр тізбектеріне электрлік тәуелді болуға тиіс. Жоғары вольтты тізбектерді өткізу экрандалуға және басқа өткізгіштерден жеке қойылуға тиіс.
 

      672. Іске қосу құрылғысы оны қосу және ажырату механизмімен бірге қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін төмендетпеуге тиіс. Осы құрылғының қорек өлшемі қозғалтқышты қалыпты іске қосуды қамтамасыз етуге тиіс.

105. Қозғалтқыштың сұйықтықты компреске бүрку жүйесі

      673. Егер қозғалтқышта сұйықтықты компрессорға бүрку жүйесі қолданылса, онда шарықтау тартымын қалпына келтіруді немесе жеделдетуді қамтамасыз етуге тиіс. Бүрку жүйесін қолдану ұсынылған атмосфералық ауаның температуралары мен қысымдарының диапазоны РП-да көрсетілуге тиіс.
 

      674. Сұйықтықты бүркуді бірнеше рет қолдану сенімділікті төмендетуге және қозғалтқыштың негізгі деректерін жол берілмейтіндей нашарлатуға алып келмеуге, сондай-ақ отын аппаратурасын қайта реттеу қажеттігін тудырмауға тиіс.
 

      675. Бүркілген сұйықтық қозғалтқыштың май жүйесі мен агрегаттарына түсу мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      676. Жүйелерді қосу және ажырату қолмен істелуге тиіс; оны өздігінен қосылу мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      677. Жүйеге улы сұйықтықтар қолдануға жол берілмейді.

106. Қозғалтқыштың ауаны (газды) таңдау жүйесі

      678. Кабиналарды, МҚЖ-ін үрлеу мен желдету, отын бактарын үрлеуге арналған қозғалтқыштан іріктеп алынған ауаның (газдың) саны мен өлшемдерін, генераторлардың жетектерін және т.б., қозғалтқыштың жұмыс режимін, сонымен бірге іріктеп алудың ұйғарынды ұзақтығын тағайындау, сондай-ақ іріктеп алудың қозғалтқыштың сипатына әсері қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамада көрсетілуге тиіс.
 

      679. Қозғалтқыштан ауаны (газды) іріктеп алу жану камерасындағы газ температурасы өрісінің біркелкісіздігін жол берілмейтін өзгеріске және жану камерасындағы бөлшектер мен турбиналардың қызып кетуіне алып келмеуге тиіс.
 

      680. Қозғалтқыштың реттеу жүйесінде ауаны іріктеп алу кезінде турбина алдындағы газ температурасының ең жоғары үйғарынды автоматты шектеуі қарастырылады немесе көрсетілуге тиісті қозғалтқышта қолданылатын басқа құралдар ауаны іріктеп алу кезінде газ температурасының ең жоғары ұйғарынды артуына жол бермейді.
 

      681. Қозғалтқыштан ауаның (газдың) белгіленген санын іріктеп алу компрессор қалақшаларының қауіпті тербелістерінің туындауына алып келмеуге тиіс.
 

      682. Кабиналарды үрлеу мен желдету үшін кондиционерлеу жүйесінде тікелей пайдалануға арналған қозғалтқыштан іріктеп алынған ауаның жарамдылығы қозғалтқышта жасалған қосылыстарға қатысты, ал атап айтқанда, көміртегінің тотықтарымен, отын буларымен, майларды термикалық жіктеу өнімдерімен қамтамасыз етілуге тиіс.

107. Қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесі

      683. Қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесі барлық режимдердегі соңғы көрсетілген мұз қату жағдайларында қалыпты жұмыс:
      1) тартымды (қуатты) жол бермейтіндей азайтусыз;
      2) РП-да көрсетілген газ температурасын ұйғарындыдан жоғары арттырмастан;
      3) РП-да көрсетілген қозғалтқыштың тербелісін шамадан артық көбейтпестен;
      4) қозғалтқыштың механикалық ақауынсыз;
      5) қозғалтқыштың басқарылуын нашарлатпастан қамтамасыз етілуге тиіс.
      Ескерту. Көрсетілген талаптарды орындау қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесін қосуды кешіктірген кезде қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      684. Қозғалтқыш мұз қатуға қарсы жүйесін қалыпты жұмыс істеуі пайдаланудың күтілетін жағдайларында РП көрсетілген қозғалтқыштың әрбір режиміне арналған уақыт кезеңі ішінде қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      685. Қозғалтқыш мұз қатуға қарсы жүйесі белгіленген талаптарды қанағаттандыруға тиіс.

108. Қозғалтқыштың турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесі

      686. Қозғалтқышта турбинаны қызып кетуден қорғайтын автоматты жүйе көзделуге тиіс. Жүйе турбинаның бақыланатын қиылыстағы газдың температурасын оның ұйғарынды мәнінен жоғары арттыруға жол берместен қозғалтқыштың жұмысқа қабілетті жай-күйін сақтауды қамтамасыз етуге тиіс. Газ температурасының ұйғарынды мәнін арттыру қозғалтқышты төмен режимге автоматты түрде ауыстыру жолымен болдырмауға тиіс.
 

      687. Егер турбинаны қызып кетуден қорғау мұндай жағдайда бұл РП келісілген басқа құралдармен немесе тәсілдермен қамтамасыз етілген болса, автоматтық жүйені ажыратып тастауға жол беріледі.

109. Жану камерасы

      688. Жану камерасы пайдаланудың биіктіктер, жылдамдықтар және ұшу режимдері бойынша күтілетін жағдайдың барлық диапазонында тиімді жануды қамтамасыз етуге тиіс. Жану камерасының қалыпты жұмысын негізгі отынмен де, резервтік отынмен де бұзу үшін алғышарттың болмауының дәлелі ұсынылуға тиіс.
 

      689. Жану камерасында пайдалану режимдерінің барлық диапазонында:
      1) тербелістік жану;
      2) АРЖ шекті реттеулерінде және орташа және ұсақ құстарды, мұзды тастаумен, нөсер жаңбырдың күшімен, бүйірден соққан желмен сынақтар өткізген, атмосфералық жауын-шашынмен жабылған және т.б. ҰҚЖ-нан шарықтау кезінде қозғалтқышқа судың немесе қардың үлкен массасы түскен кезде жалынды үзу;
      3) қозғалтқыш пен ұшақтың мұқтажына ауаны іріктеп алумен және іріктеп алмастан қозғалтқыш жұмысының барлық режимдерінде жану камерасының шығар есігіндегі газ температурасы өрісінің жол берілмейтін біркелкісіздігі, қозғалтқышқа кіре берістегі ағыстардың біркелкісіздіктері және газды ауа жолындағы реттеуші органдардың ережелерінде;
      4) кокс пен күйіктің жол берілмейтін тұнбалары, жану камералары элементтерінің қызып кетулері болмауға тиіс.
 

      690. Қозғалтқыштың әрбір отын бүріккіші, қажет болған жағдайда, тиісті сүзгімен қорғалуға тиіс немесе бүріккішті қатты бөліктермен немесе отын жіктеу өнімдерімен (кокспен және шайырмен) бітелуіне жол бермейтін басқа шаралар қабылдауға тиіс.
      Коллекторлар мен бүріккіштерде отын коллекторларының кокстелуін және отынның қайнауын болдырмайтын шаралар қабылдауға тиіс.
 

      691. Жану камерасы отынды ұйымдастыру дренаждау құрылғысымен жабдықталуға тиіс.

110. Реактивтік шүмек

      692. Шүмектің қосу элементтері есептік мәннен асатын газдың шығуына жол бермеуге тиіс.
 

      693. Егер оның жылжымалы элементтерін басқару жүйесімен реттелген шүмек қолданылса, онда:
      1) қозғалтқыштың әрбір режиміндегі берілген ереженің жылжымалы элементтерді сенімді тіркеу қамтамасыз етілуге тиіс;
      2) шүмектің жылжымалы элементтерінің жағдайын көрсеткіш оның соңғы жағдайларында орнатылуға тиіс;
      3) жылжымалы элементтерінің немесе оларды басқару жүйесінің істен шығуы қауіпті зардаптарымен істен шығуға алып келуге тиіс емес;
      4) тексерулер үшін шүмектің қозғалтқышты қоспастан жылжымалы элементтерді алып келу үшін құрылғы көзделуге тиіс.
      Ескерту. Талаптар "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде, егер реактивті шүмек немесе оның бөлігі қозғалтқыштың конструкциясына кірген жағдайда, қозғалтқышқа беріледі.

111. Кері қимылдайтын құрылғы

      694. Кері қимылдайтын құрылғының конструкциясы, ең жоғары кері қимылдайтын тартым шамасы мен оған кіру, оған жету уақыты мен үздіксіз пайдалану, сондай-ақ кері қимылдайтын құрылғыдан шыққан ағыс бағыты мен құрылғының жұмысын сипаттайтын басқа өлшемдер кері қимылдайтын құрылғыны қолданудың күтілетін жағдайларына сүйене отырып таңдалуға және қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамада көрсетілуге тиіс.
      Ескерту. Талаптар "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде, егер реактивті шүмек немесе оның бөлігі қозғалтқыштың конструкциясына кірген жағдайда, қозғалтқышқа беріледі.
 

      695. Кері қимылдайтын құрылғы тікелей тартым режиміндегі оның жұмысы кезінде қозғалтқыш сипатына жол берілмейтін әсер етуге тиіс емес.
 

      696. Кері қимылдайтын құрылғымен қосылған қозғалтқыштың жұмыс режимін өзгерту кезінде кері қимылдайтын құрылғыны көбейту мен азайту техникалық құжаттамада белгіленген шектен тыс шығатын қалқымалы, серкімесіз және сәтсіз болуы мүмкін.
 

      697. Кері қимылдайтын құрылғыны басқару жүйесі:
      1) қозғалтқыш жұмысының кез келген режимімен кері қимылдайтын құрылғыны қосуды және ажыратуды;
      2) белгіленген режимдердегі кері қимылдайтын құрылғысы қосылған қозғалтқыштың тұрақты жұмысы және ауыспалы үрдістер кезінде, оның ішінде қозғалтқыштың тартымын әртүрлі тікелей мәндерден ең көп кері қимылдайтын тартымға дейін өзгерту барысында;
      3) кері қимылдайтын құрылғыны өздігінен қосылған жағдайда техникалық құжаттамада көрсетілген шамадан қозғалтқыштың жұмыс режимін автоматты түрде ажыратуды немесе төмендетуді;
      4) кері қимылдайтын құрылғы қосылмаған жағдайда техникалық құжаттамада көрсетілген деңгейге дейін қозғалтқыштың жұмыс режимін автоматты түрде шектеуді;
      5) кері қимылдайтын құрылғының жердегі (текшедегі) жұмыс істеп тұрған қозғалтқышта барлық кері қимылдайтын құрылғыны және оның басқару жүйесін суыту жөнінде қосымша құралдар қолданбастан жұмысын тексеру мүмкіндігін;
      6) жұмыс істемейтін қозғалтқыштағы кері қимылдайтын құрылғының іс-әрекетін сынауды тиісті әуеайлақтық қоректендіру көздерінен қамтамасыз етуге тиіс.
 

      698. Кері қимылдайтын тартым режиміндегі жұмыс кезінде:
      1) қозғалтқыштың жол берілмейтін тербелісі;
      2) қозғалтқышта теңгерілмеген тіке немесе бүйірлік жүктемелер;
      3) компрессордың (компрессорлардың) газдинамикалық тұрақтылық қорларын ұйғарымсыз кеміту болмауға тиіс.
 

      699. Кері қимылдайтын құрылғыға жататын басқару жүйесінің элементтері талаптарға жауап беруге тиіс.

112. Қозғалтқыштың гидрожетектері

      701. Гидрожетектердің конструкциясында труба құбырларын, агрегаттарын және басқа элементтерді пайдаланудың күтілетін жағдайларында оларға қолданылатын ең жоғары механикалық және жылулық жүктемелерді арттыратын жүктемелерден қорғау көзделуге тиіс.
 

      702. Сүзгіштер сүзгіш элементтер бітеліп қалған жағдайда гидрожетектердің жұмысын қамтамасыз ететін өткізетін авариялық клапандары болуы қажет. Сүзгіштер олардың қарауына ыңғайлы жерде орналастырылуға тиіс.
 

      703. Гидроаккумулятор болған жағдайда оның газ қуысында газдың қысымын ауық-ауық бақылау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      704. Қысқа мерзімді кезеңдік қолданылу жүйелерінде автомат істен шыққан жағдайда авариялық өткізу клапанымен жұмыс гидросорапты босату автоматы көзделуге тиіс.
 

      705. Гидрожетектерде ажыратылған қозғалтқыш кезінде гидрожетектерді тексеру және реттеу үшін жоғары қысымды сұйықтықтың әуеайлақтық көзін қосу мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.

113. Агрегаттар және олардың жетектері

      706. Агрегаттарды жетектер мен оларды бекіту тораптар қозғалтқыштың оған орнатылған жабдықпен сенімді жұмысын қамтамасыз ететіндей етіп жобалануға және орындалуға тиіс. Жетектер істен шыққан жағдайда қозғалтқыштың басқа агрегаттары мен элементтерінде қауіпті зақымданулар болады.
 

      707. Қозғалтқышқа орнатылған әрбір агрегаттың тәртіп бойынша, қозғалтқыш бөліктерінің шамадан тыс айналу сәттерінің әсерінен қорғауға арналған "әлсіз буыны" болуға тиіс. "Әлсіз буын" оның сынықтары қозғалтқыштың басқа бөліктеріне түспейтіндей етіп орындалуға тиіс.
      Егер "әлсіз буынның" кейбір агрегаттары қозғалтқышты қорғауға жеткіліксіз болса, онда олардың ақаулығы жұмыс істеп тұрған ротордан болған жағдайда мұндай агрегаттардың жетегін ажыратып тастау мүмкіндігі көзделуге тиіс.
 

      708. Агрегаттардың конструкциясы мен олар сынған жағдайда оларды қозғалтқышқа қосу орындары сынықтардың немесе агрегаттарда қолданылатын жұмыс сұйықтықтарының қозғалтқыштың май жүйесіне түсу мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      709. Қозғалтқыштағы әуе бұрамасы реттеуішінің орналасуы оған кіре берісінде бөгде заттардың немесе майдың құрамындағы тұнбалардың түсуін болдырмайтындай болуға тиіс.
 

      710. Қозғалтқыштың ротордың (роторлардың) баяу бұрылуға арналған құрылғысы болуға тиіс.
 

      711. Егер қозғалтқышқа орнатылған агрегаттарда қозғалтқыштан жұмыс сұйықтығы немесе май түссе, онда осы агрегаттарда қажетті жұқа сүзгіш пен сүзгіш элементтерін орнатқан жөн.

114. Бақылау және белгі беру аппаратурасы

      712. Қозғалтқышта қолданыстағы Нормативтік-техникалық құжаттамаға сәйкес қозғалтқыштың ақаусыздығын тексеру мен қозғалтқыштың техникалық жай-күйін, оның ішінде борттық құрылғының көмегімен өлшемдерді тіркеуді болжамдауды қамтамасыз ететін бақылау аппаратурасы орнатылуға тиіс.
 

      713. Қозғалтқыш оларды дамытудың бұрынғы кезеңдеріндегі істен шығуды анықтау және қозғалтқыштың пайдаланудағы техникалық жай-күйін анықтау үшін механикалық зақымдарды табатын құралдармен жарақтандырылуға тиіс. Мұндай құралдар мыналарды:
      1) май жүйесіндегі магнитті тығын мен ыңғайлы орналасқан ондағы темір мен басқа металдың құрамына талдау жасау үшін майды мерзімді іріктеп алудың құю кранын;
      2) газды әуе жолдарының бөлшектерін оптикалық, ультрадыбыстық, құйынтоктық және басқа шатыр үлгісіндегі құралдардың көмегімен кезеңдік қарауға арналған құрылғыны (терезені, люктерді) қамтуға тиіс.
      Ескерту. Терезелер мен люктердің саны мен оларды орналастыру РП-да көрсетілген тізбе бойынша компрессорлардың барлық баспалдақтарындағы жұмыс қалақтарының, турбиналардың, жану камерасының ішкі бетінің және конструкциялардың басқа элементтерінің жай-күйін бағалау мүмкіндігін қамтамасыз ететіндей іріктеп алынуға тиіс.
      3) қозғалтқыштың техникалық жай-күйін бақылау және істен шығу мүмкіндігін табуға арналған датчиктерді қамтуға тиіс.
      Ескерту. Датчиктердің тиісті тізбесі РП-да көрсетілуге тиіс.
 

      714. Қозғалтқышта мынадай өлшемдерді өлшеу датчиктері орнатылуға тиіс:
      1) қозғалтқыштың кіреберісіндегі тежелген ауа ағысының қысымы;
      2) қозғалтқыштың кіреберісіндегі тежелген ауа ағысының температурасы;
      3) роторлардың айналу жиілігі;
      4) РУД-тың күйі;
      5) газдың температурасы.
      Ескерту. Турбинаның суытылған жұмыс қалақтары бар қозғалтқышта фотоэлектрлік пирометр орнатылуға немесе оны орнату мен турбинаның бірінші баспалдағындағы жұмыс қалақтары материалдарының температурасын өлшеу үшін қолдану мүмкіндігі көзделуге тиіс;
      6) турбинадан тыс толық қысымның (екі контурлық қозғалтқыштар үшін - толық қысымға баламалы) қозғалтқыштың кіре берісіндегі толық қысымға немесе тартымды немесе қуатты (ТВҚ үшін - айналу сәті) сипаттайтын басқа өлшемдерге қатынастары;
      7) отынның жаппай сағаттық шығысының бір сәттік мәні;
      8) май жүйесіндегі майдың қысымы;
      9) қозғалтқыштың кіреберісіндегі (немесе шыға берісіндегі) май магистралінің температурасы;
      10) қозғалтқыштың май багындағы майдың саны.
      11) ротордың айналу жиілігінің барлық диапазонындағы тербеліс деңгейі.
      Ескертулер: 1. Қозғалтқышта қажетті деп танылған қосымша өлшемдер жүзеге асырылуы мүмкін.
      2. Ауаның тежелген ағысының қысымы мен температурасын өлшеуге арналған датчиктер, сондай-ақ отынның жаппай сағаттық шығысы ұшаққа орнатылуы мүмкін.
      3. Жергілікті әуе желілерінің (ЖӘЖ) ұшақтардың қозғалтқыштары үшін қажетті өлшемдер тізбесі қысқартылуы мүмкін.
      4. Әрбір ротормен қоздырылған тербеліс деңгейін жекелей өлшеу үшін аппаратурамен жарақтандыру қажеттігі нақты қозғалтқыштың ерекшелігін ескеріп орнатылуға тиіс.
 

      715. Датчиктер қозғалтқышқа:
      1) қысымды іріктеп алу нүктесі сүзгіштен кейін магистралдың арын учаскесінде болатындай етіп орналастырылуға тиіс, егер соңғысы жүйеде қарастырылған болса.
      Ескерту. Егер қозғалтқышта бастысына тәуелсіз қосалқы май жүйесі бар болса, онда майланатын бөлшектер нүктесіне жақын тұруы мүмкін майды қысымын өлшеу үшін қосымша датчик орнату мүмкіндігі қарастырылуға тиіс;
      2) өлшемнің іріктеп алу нүктесінің оны өлшеу үшін және реттеуші құрылғыға тигізетін әсері өлшейтін және реттейтін құрылғыға біркелкі әсерін қамтамасыз ететін жол учаскесінде болуы;
      3) датчиктердің электр сымдары мүмкін болатын зақымдардан сенімді қорғалған және қозғалтқыштағы зақымдану орындарынан қауіпсіз орналастырылған.
 

      716. Магистралдың әрбір тармақтануының бақылау-өлшеу құралдарына жақындығы труба құбырлары бүлінген жағдайда сұйықтықтың ағуын шектейтін құрылғыны қарастыру ұсынылады.
 

      717. Қозғалтқышты бақылауға, реттеу мен басқаруға қажетті аппаратуралар мен аспаптардың тізбесі ұсынылуға тиіс. Сондай-ақ осы аппаратуралар мен аспаптарды өлшеу дәлдігінің талап етілетін шегі көрсетілуге тиіс. Тиісті дәрежеде аппаратуралар мен аспаптардың олардың көлемдеріне және өзгелерге байланысты шешуші қабілеті ескерілуге тиіс.
 

      718. Қозғалтқышта істелген жұмысты объективті есепке алу үшін қажетті құрылғы қарастырылуға тиіс.
 

      719. Қозғалтқыш дабыл қағу үшін қажетті құрылғылармен жабдықталуға тиіс:
      1) қозғалтқыштың кіреберісіндегі отынның ең аз қысымы;
      2) майдың ең аз қысымы;
      3) тербеліс деңгейін ұйғарынды арттыру;
      4) газдың ең жоғары температурасын арттыру;
      5) ұсақ қоқымдардың пайда болуы;
      6) помпаждың туындауы;
      7) қозғалтқыштың мұздануы;
      8) май багындағы майдың ең аз қалдығы;
      9) май багындағы майдың ең көп қалдығы;
      10) отын сүзгішіндегі қысымдардың ең жоғары ұйғарынды түсіп кетуі, егер соңғысы қозғалтқышқа жатқызылған болса;
      11) қозғалтқыш роторлары айналымының ұйғарынды жиілігін арттыру.
      Ескертулер: 1. Қозғалтқышта дабыл қағу үшін басқа да құрылғы орнатылуы мүмкін, егер бұл қажет деп танылса.
      2. ЖӘЖ ұшақтардың қозғалтқыштарында дабыл қағуға арналған құрылғының тізбесі қысқартылуы мүмкін.
 

      720. Қозғалтқыштарда өрт тудыруға қабілетті қатты қызу мүмкіндігінің ақаулылығы жағдайында ішкі май немесе суфлирленген қуыстарда қатты қызу (өрт) туралы дабыл жүйесі қолданылуға тиіс.
      Қатты қызу (өрт) туралы дабыл жүйесі талаптарды қанағаттандыруға тиіс.
 

      721. Қозғалтқыштың құрылғысы мен жүйесі, ұшу қауіпсіздігіне әсер етуі мүмкін уақтылы қосу немесе ажырату дабыл қағу датчиктерімен жарақтандырылуға тиіс:
      1) қозғалтқыштың өзгертіліп отырған элементтерінің жайы (мысалы, компрессордың қайталама бағыттаушы қалақтары, реактивтік шүмектің жармалары, кері қимылдайтын құрылғы және т.б.);
      2) әуе бұрамасының флюгирленген жүйесін және әуе бұрамасының кері қимылдайтын құрылғысын автоматты қосу;
      3) сұйықтықты компрессорға бүріккішті қосу және ажырату.
      Ескерту. Қозғалтқышқа дабыл қағу үшін басқа құрылғы орнатылуы мүмкін, егер бұл қажет деп танылса.
 

      722. Қозғалтқышқа орнатылған дабыл құралдары жұмыс істеген кезде экипаждың іс-әрекеттері бойынша РП-ға ұсыным енгізілуге тиіс.

115. Труба құбырлары, ажырамалар, қосынды

      723. Отын, май, іске қосу, жағу, ауаны (газды) келтіру мен іріктеп алу, басқару және реттеу, гидравликалық, электрлік және басқа жүйелерде барлық ажырамалар мен қосулар техникалық қызмет көрсетуге қол жетімді орындарға орналастырылуға тиіс.
      Труба құбырларын қосу пайдаланудағы оларды тартпастан РП мен ТР-де қозғалған жағдайларды қоспағанда, герметикалылығын қамтамасыз етуге тиіс.
 

      724. Қозғалтқыштың барлық жүйелерінің труба құбырлары мен оларды бекіту элементтері пайдалануда оларға қолданылатын механикалық және жылу жүктемелеріне шыдауға тиіс. Труба құбырларының ауыспалы кернеуі ұйғарынды мәндерді арттыруға тиіс емес. Труба құбырларын зақымдауды болдырмау үшін оларға конструкцияның басқа элементтерінің жанасу орындарында кепілді саңылаулары (люфтері) болуға тиіс.
 

      725. Салыстырмалы ауыстырылуы мүмкін қозғалтқыш конструкциясының орындарында салынған труба құбырлары болуы мүмкін труба құбырларының деформациясын толықтыратын элементтер болуға тиіс. Икемді шлангілерді қолданған жағдайда соңғысының бекітілген үлгілері болуға тиіс немесе олардың қозғалтқыштың осы жүйесіне қолдануға жарамды екені расталуға тиіс.
 

      726. Қозғалтқыштағы труба құбырларының конфигурациясы оларда ауаның, булардың немесе тиісті жүйеде жұмыстардың бұзылуын тудыратын сандағы тұнбаның жинақталу мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      727. Қозғалтқыштың труба құбырлары мен оларды бекіту элементтері талаптарды қанағаттандыруға тиіс.
 

      728. Қозғалтқыштағы қысымның ұйғарынды деңгейден, мысалы, температураның әсерінен жоғары көтерілуі мүмкін жұмыс сұйықтықтары немесе газдары бар тұйықталған көлемдердегі труба құбырларында қысымды шамадан тыс арттыруды болдырмайтын құрылғы қарастырылуға тиіс.
 

      729. Труба құбырлары мен олардың элементтерінің конструкциясы оларды қателесіп монтаждау мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      730. Олар дұрыс жұмыс істемеген жағдайда кері клапандар мен басқа құрылғыларды орнату мүмкіндігі болмауға тиіс.
 

      731. Клапандар мен басқа агрегаттарды қозғалтқышқа орнату және бекіту осы құрылғылардан оларға қосылған труба құбырларына ұйғарылмаған жүктемелерді беруді болдырмауға тиіс.
 

      732. Қабылданған құралдарды таңбалау жолымен қозғалтқышқа монтаждалған әрбір жүйенің сенімді индикацияланған труба құбырларымен қамтамасыз етілуге тиіс.
      Ескерту. Осы талап қозғалтқышта орналастырылған (электр сымдары мен өзгелер) басқа коммуникацияға қолданылады.

116. Қозғалтқышты сертификаттау кезінде "ұшаққа орнатқанға дейін" сынау

      733. "Ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде қозғалтқыш пен оның бөлшектері мынадай текшелік сынақтардан қанағаттанғандықпен өтуге тиіс:
      1) арнаулы сынақ;
      2) 150 сағаттық сынақ;
      3) ресурстарды белгілеу жөніндегі сынақ.
 

      734. Қозғалтқышты сертификаттау кезінде барлық текшелік сынақтардың нәтижелерді бағалау үшін қозғалтқышты жеткізу тарихын ескерген жөн.
 

      735. Қажетті үйлесімдердегі сынақтар кезінде мынадай өлшемдер өлшенуге тиіс:
      1) барометрлік қысым, атмосфералық ауаның температурасы мен ылғалдылығы;
      2) қозғалтқыштың кіре берісінде ауаның тежелген ағысының қысымы;
      3) қозғалтқыштың кіре берісінде ауаның тежелген ағысының температурасы;
      4) бокстағы ауаның қысымы;
      5) роторлардың айналу жиілігі;
      6) РУД-тың күйі;
      7) компрессордың реттелетін элементтерінің күйі;
      8) реактивтік шүмектің реттелетін элементтерінің күйі;
      9) компрессордан шығардағы ауаның тежелген ағысының қысымы;
      10) компрессордан шығардағы ауаның тежелген ағысының температурасы;
      11) турбинадан тыс газдың тежелген ағысының қысымы;
      12) турбинадан тыс газдың тежелген ағысының температурасы;
      13) тартым және қуат (ТВҚ үшін - айналдыру сәті);
      14) отынның шығысы;
      15) қозғалтқыштың кіре берісіндегі отынның қысымы;
      16) бүріккіш алдындағы отынның қысымы;
      17) қозғалтқыштың кіре берісіндегі отынның температурасы;
      18) май жүйесіндегі майдың қысымы;
      19) қозғалтқыштың кіре берісіндегі майдың температурасы;
      20) қозғалтқыштың шыға берісіндегі майдың температурасы;
      21) майды айдау;
      22) майдың шығысы;
      23) қозғалтқыш корпустарының тербелісі.
      Ескерту. Қозғалтқыштың, оның жүйелерінің немесе өлшемдер тізбесінде көрсетілген сынақтар түрлерінің ерекшеліктеріне байланысты өзгеруі мүмкін.
 

      736. Қозғалтқыштың 150-сағаттық текшелік сынақтарға және ресурстық сынақтарға арналған тұтастыру мемлекеттік сынақтарға арналған қозғалтқыштың тұтастыруына толық сәйкес келуге тиіс. Арнайы және мемлекеттік сынақтарға арналған қозғалтқыштың сәйкес орналасуының ұқсастығы, ең болмағанда, тексеріліп отырған сипаттамаға немесе қозғалтқыштың және оның элементтерінің қасиетіне әсер ете алатын конструкция элементтері бойынша шыдауға тиіс. 150-сағаттық текшелік сынақ текшелік ауажинағышпен өткізілуге тиіс.
      Ауажинағыштың қозғалтқыштың өлшеміне әсері, компрессор жұмысының тұрақтылығы мен қалақтардың тербелісі тексерілетін арнайы сынақтар компрессорға кірер алдындағы ауаның күтілетін ұшудың қарқынды ағысын қайта өндіріп жүргізілуге тиіс. Сынақтар штаттағы реактивті шүмекпен және кері қимылдайтын құрылғымен жүргізілуге тиіс. Осылайша қажет болған жағдайларда өзге конструкцияның реактивті шүмегін қолдануға рұқсат етіледі.
 

      737. Қозғалтқыштың компрессорға түсетін атмосфералық ауаны ылғалдандырудың жасанды құралдары арнайы келісілген жағдайларды қоспастан қолдануға тиіс емес.
 

      738. Осы қозғалтқыш үшін техникалық құжаттамада көрсетілген отын мен май көрсетілген сынақтарда қолданылуға тиіс. Қозғалтқыштың отынмен және маймен қоректенуінің текшелік жүйесі қозғалтқышқа арналған штаттық құралдарды көзделген отын мен майды тазалау амалымен қамтамасыз ететін сүзгіштермен жабдықталуға тиіс.
 

      739. Қозғалтқыштың көрсетілген сынақтары кезінде осы қозғалтқыш үшін арналған барлық реттегіштер, егер нақты сынақтарға қойылған талаптарда өзгедей сөз болмаса, орнатылуға тиіс. Қозғалтқыштың сипатын анықтау үшін қозғалтқышқа тікелей қызмет көрсетуге арналмаған барлық агрегаттар ажыратылып тасталуға тиіс және ұшақтық мұқтаждарды қанағаттандыру үшін компрессордан ауаны іріктеп алуды жүргізуге тиіс.
 

      740. Қозғалтқышты сынаған кезде барлық текшелік жүйелерді тұтастыру (труба құбырларының көлемі мен конфигурациясы, электр сымдарының сипаты, сүзу схемалары, сыйымдылықтар және басқалар) қозғалтқыштың күтілетін пайдалану жағдайларын осы элементтерге байланысты жаңғыртуды қамтамасыз етуге тиіс.
      Реттегіштерді іске келтіру элементтері әрбір сынақ алдында реттелуге тиіс. Реттеу осы сынақ аяқталғанға және барлық тексерулерді орындағанға дейін өзгеруге тиіс емес. Қозғалтқыштың негізгі деректері мен өлшемдерін айқындау мақсаты жоқ қозғалтқышты сынау оған орнатылған сынақтар бағдарламасына сәйкес аса жүктемеленген ұшақ агрегаттарымен жүргізілуге тиіс; сондай-ақ агрегаттарды әкелуге және ауаны іріктеп алуға қуаттың бір бөлігін шығындауға душар ететін ысырап анықталуға тиіс.
 

      741. 150-сағаттық сынақтар барысында, РП сай қозғалтқышқа қызмет көрсетуге және оны жөндеуге ғана рұқсат беріледі. Егер ерекшелік түрде едәуір жөндеуге немесе бөлшектерді айырбастауға ұмтылу ұйғарынды деп танылса, онда қосымша сынақтар жүргізілуге тиіс. Осы қосымша сынақтардың мазмұны мен жағдайлары жүргізілген жөндеудің немесе бөлшектерді айырбастаудың сипаты мен көлеміне байланысты белгіленеді.
      Ескерту. Қозғалтқыштың ішіне шеңберлі сынаушы текше ортасынан шаң мен кір жинақталған жағдайда, 150-сағаттық сынақтың кейбір кезеңдеріндегі ішкі жолды жууға, бірақ қозғалтқышты бөлшектеместен, жол берілуі мүмкін.
 

      742. Сынақтар кезінде қозғалтқыштың өлшенген (оның ішінде өлшенген күш текшенің ішкі аэродинамикасының әсеріне енгізілген түзету ескерілген) өлшемдері, маңызы атмосфералық шарттарға байланысты, мәлімделген деректермен салыстыру үшін СА-да келтірілуге тиіс.
 

      743. Қозғалтқыштың сынақтары кезінде өлшенген өлшемдер мынадай формулалар бойынша СА-да келтірілгені жөн.
      статикалық тартым:
                                __  _  __  101,3
                       R io = R eci R PAO R TAO R d ------ ;
                                             P* AO
            айналу жиілігі:
                                   ________
                       n io = n eci n d V 288,15   ;
                                       T * AO
      отынның сағаттық шығысы:
                                    __  __   __       ________
                       G o.io = G o.eci G oPAO G oTAO G od 101,3 V 288,15   ;
                                                  P* AO     T * AO
      ауаның шығысы:
                                    __  __   __       ________
                       G a.io = G a.eci G aPAO G aTAO G ad 101,3 V T* AO     ;
                                                  P* AO   288,15
      температура:
                                  __  ___  __ 288,15
                       T * io = T * eci T * PAO T * TAO T * d ------- ;
                                               T * AO
      қысым:
 
                                       __  ___  __  101,3
                       P io = P * eci P * PAO P * TAO P * d ------- ;
                                               P * AO

      Мұндағы индекстердің мынадай мәні бар:
      "пр" - келтірілген шама;
      "изм" - өлшенген шама;
      "вх" - қозғалтқышқа кіре берістегі өлшемдер (кіру құрылғысындағы өлшемдер);
      "*" - тежелген ағыс өлшемдері.
                       _  _  __  __  __ __ __
      әсер коэффициент R, n, G o , G a , T* e' P* және тиісті индекстерімен және d эксперименталдық-есеп айырысу тәсілімен анықталады.
      Ескерту. Ұшақтық ауажинағышпен сынақтар кезінде немесе оның имитаторымен өлшенген шама ауажинағышқа кіре берістегі өлшемдер бойынша СА-да келтіріледі.
 

      744. ТВҚ сынақтары кезінде өлшенген шама 6.5.1.11. формулалары бойынша СА шарттарында келтіріледі. Әуе бұрамасы қуатының шамасы мынадай формула бойынша С А жағдайларына келтірген жөн:      
                             __  __   __       ________
                N a.io = N a.eci N aPAO N aTAO N ad 101,3 V 288,15   ,
                                                  P AO      T * AO

      Келтірілген баламалы қуат ТВҚ мынадай формула бойынша анықталғаны жөн:
      N экв.пр =N в.пр +kR пр ,
      мұндағы k - 68,2 тең шарықтау қуаты үшін қабылданып отырған қуаттағы тартымды қайта есептеу коэффициенті;
      R пр - келтірілген тартым (кН);
      N - қуат (кВт).
 

      745. Қозғалтқыштардың үлгілерінде, оларды реттеу жүйелерінде және текшелер конструкцияларында өлшенген шамаларды СА жағдайларына келтіру әдістемесіне түзету енгізілуі мүмкін.
      Сәйкес келтіру үшін қозғалтқыштардың үлгілерін, оларды реттеу жүйелері мен текшелердің конструкцияларын ескеріп есептелген және құрылған номограммалар немесе келтіру кестесі пайдаланылуы мүмкін.
 

      746. Егер кез келген сынақтардың нәтижесіне немесе конструкцияға жүргізілген түрөзгертушіліктің нәтижесіне қандай да бір өзгеріс енгізілсе, онда енгізілген өзгеріске әсер етуі мүмкін барлық аяқталған сынақтар қайталануға тиіс.
 

      747. Арнайы 6.5.2 регламенттеліп отырған сынақтар аяқталғаннан кейін олар жүргізілген, осы сынақтарға жататын қозғалтқыштар мен олардың агрегаттары сынақтардың бағдарламасында немесе әдістемесінде көрсетілген көлемде ақаулыққа ұшырауы мүмкін.

117. Арнайы текшелік сынақ

      748. Қозғалтқыш және оның бөлшектері мынадай арнайы сынақтардан:
      1) қозғалтқыш корпусының беріктіктігін, қаттылығын, тасымал қабілеттілігін және циклдік ұзақ тұрақтылығын тексеру бойынша;
      2) қозғалтқыштың тербеліс сипатын айқындау бойынша;
      3) қозғалтқыштың пайдалану кезінде турбина алдында газ температурасы мен роторлардың ("қауырт сынақтар") айналу жиілігінің ең жоғары мүмкін мәндеріндегі жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша;
      4) қозғалтқыштың газдинамикалық тұрақтылық қорының жеткіліктілігін тексеру бойынша;
      5) компрессор мен турбинаның қалақтарының бүліну зардаптарын айқындау және желдеткіш қалақтарының беріктігін тексеру бойынша;
      6) ПОС-тың тиімділігін тексеру бойынша;
      7) қозғалтқыштың жер жағдайында шеңберлі ауаның әртүрлі температурасы кезінде қосу ерекшеліктерін тексеру бойынша;
      8) қозғалтқыштың ауажинағышқа бөгде заттардың (құстың, судың, мұз мен бұршақ кесектерінің) түсуі кезіндегі жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша;
      9) қозғалтқыш роторларының беріктігін тексеру бойынша;
      10) роторларды турбина алдындағы газдың жоғары температурасы кезінде тексеру бойынша;
      11) ТВҚ-ның еркін турбинамен жоғары айналу сәті кезіндегі жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша;
      12) қозғалтқыштың жылу жүйесін және автоматты реттеу жүйесін (бұдан әрі - АРЖ) тексеру бойынша;
      13) ротор айналымының аса жоғары жиілігі артқан кездегі қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша;
      14) қозғалтқыштың авторотация режимінің пайымдасымен істелген жұмысты тексеру бойынша;
      15) редукторлардың беріктігін тексеру бойынша;
      16) қозғалтқыш валдарының беріктігін тексеру бойынша;
      17) қозғалтқыштың ауа ағысымен үрлеген кездегі жұмысын тексеру бойынша;
      18) қозғалтқышты термобарокамераға жоғарыдан іске қосуды тексеру бойынша;
      19) қозғалтқыштың помпаж кезінде қорғау құралдарын тексеру бойынша;
      20) турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесін тексеру бойынша;
      21) қозғалтқыш конструкциясының негізгі элементтерін термометрлеу бойынша;
      22) қозғалтқыштың гидравликалық және пневматикалық коммуникациялар элементтерінің герметикалығы мен беріктігін тексеру бойынша;
      23) қозғалтқыштың жану камерасының жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша;
      24) қозғалтқыштың (редуктордың) май жүйесінің сипаттамасын айқындау бойынша;
      25) қозғалтқыштың биіктік-жылдамдық сипаттарын айқындау бойынша;
      26) қозғалтқыштың подшипниктік тіректерін тексеру бойынша;
      27) қозғалтқыштың контролжарамдылық деңгейін тексеру бойынша қанағаттанарлықпен өтуге тиіс.
      Барлық сынақтар әрбір нақты қозғалтқыш үшін әзірленген бағдарламалар бойынша өткізілуге тиіс және 150-сағаттық сынаққа ұсынылған қозғалтқышта да, қозғалтқыштың басқа данасында да орындалуы мүмкін.
 

      749. Қозғалтқыш корпустарының беріктігін, қаттылығын, тасымал қабілеттілігін және циклдік ұзақ тұрақтылығын тексеру.
      Қозғалтқыш корпустарын пайдалану жүктемелері кезінде олардың элементтерінің беріктігін, қаттылығын, тасымал қабілеттілігін және циклдік ұзақ тұрақтылығын тексеру мақсатында статикалық сынақтар өткізілуге тиіс.
      Қозғалтқыш корпустарының статикалық сынақтары:
      1) есептелген жағдайда пайдалану жүктемелерінің әсер ету кезінде;
      2) қирағанға дейін немесе пайдалану жүктемелерінің әсер ету кезінде беріктік қорының тиісті коэффициенттеріне көбейтілген жағдайда өткізіледі.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың (тартым, осьтік күш, газ ағысының әсерінен болатын айналдыру сәті, бөлшектердің температуралық кеңеюінен болатын күш) өз жұмысының нәтижесінде де, ұшақты (екпінді жүктеме, гироскопиялық сәттер) эволюциялаудың салдарынан да қозғалтқыштың корпусына қолданылатын пайдалану жүктемелері ескерілуге және ұдайы өндірілуге тиіс.
      Қажет болған жағдайда жоғары температура жағдайында пайдалануда жұмыс істейтін барынша жауапты жекелеген түзілімдерді қыздыру жүргізіледі.
      Жүктемелерді салу тәсілдері мен орнын, олардың әсер ету уақытын, беріктік қоры коэффициенттерінің шамасын және деформациялар мен орын ауыстыруларды өлшеу схемасын қамтитын сынақтар әдістемесі қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес жасалуға тиіс.
      Компрессордағы ауаның толық қысымын (П * е >20) көтерудің жоғары дәрежесі бар, пайдалану кезінде үлкен статикалық қысымдардың әсеріне ұшыраған қозғалтқыштың корпустық түзілім ең жоғары жұмыс қысымын арттыратын қысым арқылы беріктікті, қаттылықты және тасымал қабілеттілігін тексеру үшін сыналуға тиіс.
      Түзілімдердің, сынақтарға ұшыраған сынақтар әдістемесінің, беріктік қоры коэффициенттері шамасының, сондай-ақ нақты қолданыстағы жүктемелерді бөлудің пайымдау тәсілдерінің тізбесі қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес таңдап алынуға тиіс.
      Ауаның, газдың қысымымен немесе сұйықтықпен жүктемеленген және циклдік сипаттағы жүктемеге тап болған қозғалтқыштың корпустық элементтері баламалы-циклдік сынақтан өтуге тиіс. Сонымен бірге қозғалтқыштың корпустық элементтерінің жүктемелер циклі пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы кернеулер мен қыздыруды ескеріп таңдап алынуға тиіс. Жүктемелердің барынша қолайсыз үйлесетін кернеулер мен қыздырумен, пайдалану жағдайларындағы ресурс үшін мүмкін болатын цикльдер саны сынақтар бағдарламасымен анықталады.
      Ескерту. Шамасы температураға байланысты элементтер материалының механикалық қасиеттерін өзгертуді ескере отырып анықталатын төмен температура кезінде баламалы-циклдік сынақ өткізуге рұқсат беріледі.
      Егер компустық элемент қысым жүктемелерінен басқа, қосымша статикалық немесе ауыспалы жүктемелерге тап болса, онда осы жүктемелерге талдау жүргізілуге тиіс.
      Егер олардың әсері бағалық есептеу жолымен аз болса, онда олардың әрекеттерін пайымдауға жол беріледі. Егер жүктеме едәуір немесе жеткілікті түрде қысымды көбейтумен өтелмейтін болса, онда сынақ осы жүктемелерді жаңғыртып өткізілуге тиіс.
      Сынақтар компрессордың бағыттаушы аппараттыраның барлық сатыларымен және жалған ротормен (роторлармен) жинақтаудағы турбинаның шүмектік аппараттарымен жабдықталған тұтастай қозғалтқышта да, қозғалтқыштың жекелеген корпусында да өткізілуі мүмкін. Қозғалтқышты немесе жекелеген корпусты сынақ текшесіне бекіту ұшақтағы сияқты жүзеге асырылуға тиіс.
 

      750. Қозғалтқыштың тербелістік сипаттарын айқындау.
      Қозғалтқыштың, оның түзілімдері мен бөлшектерінің тербеліс күйін зерттеу жұмыс режимдерінің барлық диапазонында тербелістің беріктік жағдайлары бойынша қауіптілердің жоқ екенін көрсетуге тиіс.
      Тербелістік күйі айқындауға жататын қозғалтқыштың түзілімдері мен бөлшектерінің тізбесі, сондай-ақ зерттеулер көлемі бағдарламамен белгіленеді.
      Көп валды қозғалтқыштар үшін ішкі каскадтардың тербеліс сипаттарын анықтау бойынша сынақтардың бір бөлігі бір каскадты газ генераторының жүйесінде, кейіннен толық сәйкес орналастырылған қозғалтқыш жүйесінде барынша үлкен тербеліс кернеулерімен жекелеген сатыларды іріктеп тексеру арқылы орындалуы мүмкін. ТВҚ үшін әуе бұрамының қозғалтқыштың тербелістік сипаттарына әсерін анықтау бойынша сынақтар өткізу қажет.
      Тербеліс сипаттамаларын тербелісграфикалық, тензометрикалық әдістермен, сондай-ақ басқа да қолайлы әдістермен анықтаған жөн.
      Зерттеулер аз газдан бастап ең жоғарғы айналу жиілігіне дейінгі айналу жиілігінің барлық диапазонында жүргізілуге тиіс. Ең жоғарғы айналу жиілігіне жақын жаңғырту режимдері табылған жағдайда зерттеу сынақтар бағдарламасында көрсетілген ең жоғары шамаға артатын айналым жиілігіне дейін жүргізілуге тиіс.
      Компрессор мен турбинаның жұмыс қалақтарындағы тербеліс кернеулерін тербелістердің барлық түрлері кезінде анықтаған жөн. Егер компрессордың жұмыс қалақтарының қозғалтқыштың пайдаланылатын жұмыс режимдерінің барлық диапазонындағы автотербелістерге төзімділігінің айқын дәлелі болмаса, онда осындай дәлелдерді алу үшін тензометрикалық жұмысшы қалақтарымен қозғалтқыштың тиісті сынағы өткізілуге тиіс.
      Міндетті тензометриялауға:
      1) компрессор мен турбинаның барлық сатыларының жұмысшы қалақтары;
      2) компрессордың барлық сатыларының аппараттарын бағыттаушы қалақтар;
      3) турбиналар мен компрессордың дискілері;
      4) қозғалтқыштың отын, май және басқа труба құбырлары;
      5) роторлардың валдары мен әуе бұрамдары жатады.
      Ескерту. Егер арнайы сынақтармен, жетілдіру тәжірибесімен, есептіліктермен, түпнұсқаларды тензометриялау арқылы және т.б. беріктік, тербеліс кернеулері қалақтарының деңгейі, дискілер, труба құбырлары, валдар мен роторлар шарттар бойынша ұйғарынды көрсетілсе, тензометриялаудың көлемі кемуі мүмкін.
      Тензометриялау арқылы тербеліс кернеулерінің деңгейіне ететін әсері:
      1) компрессордың жұмысшы қалақтарында:
      пайдалану кезінде барынша үлкен, күтілетін, қозғалтқышқа кіре берістегі (алғашқы екі саты үшін) ауаның толық қысымдары өрістерінің біркелкісіздігі;
      ұшудың (бағдарламамен орнатылған сатылар үшін) биіктік-жылдамдық жағдайлары;
      механикаландыру құралдарының әсері (реттеліп отырған бағыттаушы аппараттар, ауаны қайта іске қосу) және қозғалтқыш пен ұшақтың мұқтажы үшін ауаны іріктеп алу;
      2) турбиналардағы жұмысшы қалақтарында:
      турбина алдындағы шеңберлі газ температурасының біркелкісіздігі және оның компрессордан ауаны іріктеп алу кезіндегі өзгерістері;
      кері қимылдайтын құрылғының әсері (соңғы саты үшін);
      ұшудың (төмендеу сатысы газдың толық қысымының пайдалану жағдайларында 10% -тен #=0, М=0 жағдайда газдың толық қысымының төмендеу сатысынан асатын сатылар үшін) биіктік-жылдамдық шарттары анықталуға тиіс.
      Ескерту. 1. Турбина алдындағы шеңберлі газдың біркелкісіздігі турбина үшін шеңберлі газдың біркелкісіздігі бойынша бағалануы мүмкін.
      2. Турбина сатыларының биіктік-жылдамдық жағдайларындағы жұмыстарын пайымдау тәсілдері мен турбина алдындағы шеңберлі газдың біркелкісіздігін бағалау тәсілдері сынақтар бағдарламасында көрсетілуге тиіс.
      Егер талдау нәтижесінде бірнеше факторлардың қалақтардағы тербеліс кернеуіне бір мезгілде әсер ету мүмкіндігі анықталған болса, онда осы факторлардың үйлесу әсерін анықтау үшін тензометриялау өткізілуге тиіс.
 

      751. Егер қозғалтқыштың тербеліс сипаттамаларын айқындаудың нәтижесінде жұмысшы диапазонында айналым жиілігі көтеріңкі деңгейдегі тербеліс табылған болса, онда жеткілікті тербелістің беріктігі:
      1) сынақтардың қосымша көлемімен;
      2) жаңғырту сынақтарымен;
      3) қолайлы әдістермен алынған басқа деректермен расталуға тиіс.
 

      752. Компрессор мен турбинаның құрсауланған қалақтарында қалақтардағы тербеліс кернеуі деңгей беріктігінің талаптары ұзақ істелген жұмыстың барысында сөрелер бойынша ішінара тартудың ысырабына байланысты жол берілмейтінге дейін өспесе, егер ресурс шегіндегі тартымның сақталуы туралы деректер берілмесе, тензометриялаумен расталуға тиіс.
 

      753. Қозғалтқыштың пайдалану кезінде турбина алдындағы газ температурасы мен роторлардың ("қаурыт сынақтар") айналу жиілігінің ең жоғары мүмкін мәндеріндегі жұмыс қабілеттілігін тексеру.
 

      754. "Қаурыт сынақтарды", егер пайдаланудың күтілетін жағдайларында газ температурасының ең жоғары мәні 20 о С-тан көп және қозғалтқыштың айналу жиілігі 2,5с -1 -дан артық болса (немесе шарықтау режиміндегі айналу жиіліктен 1,5% - анаған қарағанда көп) 6.5.3. сәйкес өткізілетін 150-сағаттық текшелік сынақтар барысында алынған олардың шарықтау режимдегі мәнінен асып түсуі мүмкін.
      Ескерту.»"Қаурыт сынақтарды" өткізу кезінде қозғалтқыштың сыртқы байламасының оның агрегаттарын тұтастыру 150-сағаттық текшелік сынақтарға арналған қозғалтқыштан айырмашылығы болуы мүмкін.
 

      755. "Қаурыт сынақтардың" ұзақтығы кем дегенде 75 ч, ал пайдаланудағы ең жоғары мүмкін болатын газ температурасы мен айналу жиілігі кезіндегі жиынтықты істелген іс осы қозғалтқыштың 150-сағаттық текшелік сынақтар үшін белгіленген шарықтау режиміндегі жиынтықты істелген іске тең болуға тиіс.
 

      756. Пайдаланудағы газ температурасы мен ротордың айналу жиілігінің ең жоғары мүмкін болатын мәндерін қозғалтқыштың сыртқы ауаның температурасын, отын шығыстарына берілген рұқсаттарды, ұшақтың мұқтаждарына талап етілетін ауаны іріктеп алуды, әуеайлақтардың орналасу биіктігін, күтілетін пайдалану жағдайларындағы қозғалтқышқа кіре берістегі ауа ағысының мүмкін болатын біркелкісіздігін және т.б. ескеріп қозғалтқыштың есептелген жоғары жылдамдық сипаттамалары бойынша анықтаған жөн.
 

      757. Қозғалтқыштың талап етілетін өлшемдеріне жету құралдары сынақтар бағдарламасында көрсетілуге тиіс. Газ температурасының аса жоғары және турбина сатыларындағы газдың толық қысымын төмендету дәрежесі жағдайларында барынша қолайсыз бөлуді жаңғырту үшін технологиялық шүмек, кірер қиылыстағы алаңды өзгертетін шүмектік аппараттар мен басқа құралдар, сондай-ақ кіре берістегі ауаны қыздыру, ұшақтың мұқтаждары үшін пайдаланылған ауаның бір бөлігін шығару кіре берістегі ауаны кедергілеу, гидротежегішті қозғалтқышты сынау (ТВҚ немесе еркін турбиналы қозғалтқыш үшін) немесе әуе бұрамы бар (ТВҚ үшін) және т.б. сияқты тәсілдер қолданылуы мүмкін. Турбинаның сол бір сатылары үшін міндетті толық қысымының пайдалану жағдайларында Н=0, М=0 жағдайда 10%-тен асатын заттай дәрежесін жаңғырту.
 

      758. Сынақтардың нәтижелері қанағаттанарлық деп танылады, егер:
      1) қозғалтқыштың "қауырт" бөлігінің (жану камерасы, турбиналар, реактивті шүмек және басқалар) осы элементтердің жүйелерімен және агрегаттарымен сынақтар бағдарламасы белгілеген уақыт ішінде жұмыс қабілеттілігі расталған болса;
      2) турбина алдындағы газ температурасы мен айналу жиілігінің ең жоғары мәндерін сынаған кезде алынған есептілік шамаларға сәйкестігі белгіленген болса.
 

      759. Қозғалтқышты газдинамикалық шыдамдылық қорының жеткіліктігіне тексеру.
      Белгіленген режимдердегі және ауыспалы процестер кезіндегі сынақтар (қолайлылық, газдың қалдығы, қарсы қолайлылық және т.б.) қозғалтқыштың компрессорында (компрессорларында) пайдаланудың күтілетін жағдайларында помпаждың пайда болмайтыны көрсетілуге тиіс және газдинамикалық шыдамдылықтың жеткілікті қорын қамтамасыз етеді.
      Компрессордың газдинамикалық шыдамдылықтың жеткілікті қорларын тексеру қозғалтқыштың текшелік сынақтары кезінде, қажет болған жағдайда, биік-жылдамдық жағдайларында пайымдаумен тексерген жөн. Тексеру компрессорға кіре берісте ағыстың біртекті еместігін, пайдаланудың күтілетін жағдайларына барынша қолайсыз қасиетпен, қозғалтқышты реттегіш элементтеріне (мысалы, реактивтік шүмек алаңы, бұрылма аппараттарын орнату бұрышы, отын реттеуші аппаратурасы) бір мезгілде әсер ету арқылы жасау жолымен жүзеге асырылуға тиіс.
      Қажет болған жағдайда қозғалтқыш нақты ауажинағышымен және ұшақтың жапсарлас элементтерімен сәйкес орналастырылған текшелік сынақтарға тап болуға тиіс.
      Турбинаның шүмекті аппараттарының өтпе қиылыстары мен осы сынақтарға арналған қозғалтқыштың автоматикасын жөнге келтіру сериялық қозғалтқыштар үшін ұйғарылған газдинамикалық шыдамдылық қорының ең аз шамасын қамтамасыз ететіндей таңдап алынуға тиіс. Компрессор мен қозғалтқышты осы сынақтарда реттеу заңы берілген бағдарламаға сәйкес ұстаған жөн.
      Сынақтардың нәтижелері қанағаттанарлық деп танылады, егер:
      1) пайдаланудың күтілетін шарттарында көзделген барлық процестерді іске асыру кезінде және кіріс қарсылықтарының деңгейін реттейтін режимдер диапазонында сәйкес келетін қозғалтқыштың тұрақты жұмысы қамтамасыз етіледі;
      2) газды серпінді беріктігін бұзушылықтарын реттегеннен кейін қозғалтқыштың жұмысқа қабілеттілігі расталды.
 

      760. Компрессор мен турбина қалақтарының бүліну салдарын айқындау және желдеткіш қалақтарының беріктігін тексеру.
      Сынақ компрессордың немесе турбинаның үзілген қалақтары қозғалтқыш корпустарымен ұсталып тұратындығын, ал оның үзілуін тудыратын қайталама тиімділігі қауіпті салдармен істен шығуға алып келмейтіндігін көрсетуге тиіс. Бұл мынадай тәсілдердің бірімен:
      1) үзілген қалақтың корпустарды бүлдірмегендігін және қалақтардың бұзылуынан пайда болған қайталама көріністерінің қауіпті салдарының жоқтығын тексеру бойынша қозғалтқыштың арнайы сынақтарымен;
      2) осы қозғалтқыштың текшелік жетілуі мен ұшу сынақтары кезінде;
      конструкцияны, жасау тәсілі, шеңберлі жылдамдығы мен тоқтатуға талап етілетін уақыт аралығы, сондай-ақ басқа сипаттамалар бойынша қаралып отырған қозғалтқыштың тиісті бөлшектерімен салыстырылған басқа қозғалтқыштарды, жұмыс қалақтарын, корпустар мен роторлардың текшелік жетілуі, ұшу сынақтары және сынау кезінде алынған қалақтардың үзілуінің салдары туралы ақпараттың негізінде көрсетілуі тиіс.
      Сынақтар:
      1) компрессордың немесе турбинаның қалақтардың үзілу мүмкіндігінде де, қозғалтқыш қалақтарының үзілу салдарынан туындаған қолайсыз күшпен зақымдану мүмкіндігінде де аса дағдарысты сатысын;
      2) қалақ үзілгеннен кейін қозғалтқышты ажыратып тастау үшін талап етілетін пайдаланудағы ең жоғары мүмкін уақытты айқындау мақсатында талдау алдыңғы қатарда болуы тиіс.
      Сынақтар қозғалтқыш толық жиналған жағдайда өткізілуге тиіс. Оған қатысты статор бөлшектері бар жекелеген сатының немесе қозғалтқыштың жекелеген бөлігінің сынақтарын мынадай жағдайда:
      1) қозғалтқыш жүйесіндегі жұмыс жағдайларының имитациясы (қысым, ауаның немесе газдың температурасы);
      2) басқа қалақтар үзілген жағдайдағы қауіпті салдарының болмауын дәлелдемесін;
      3) қозғалтқышқа қолайсыз күштің оның толық тұтасуына әсері бойынша нәтижелердің алдын алу мүмкіндігі кезінде өткізуге жол беріледі.
      Кейбір жағдайларда температура немесе қысым бойынша талап етілетін шарттарды орындаудың мүмкін еместігі сатының айналу жиілігін тиісінше ұлғайтумен өтеуге рұқсат беріледі.
      Сынақтар кезінде компрессордың немесе турбинаның жұмыс дөңгелектерінен айналу жиілігінде пайдалануда ең жоғары мүмкіндік кезінде түбірінен қиылған бір қалақ бөлінуі тиіс.
      Қозғалтқыш қалақтар үзілгеннен кейін РУД талдаумен белгіленген уақыт кезеңі ішінде өзгермеген жағдайда, бірақ кемінде 15 с немесе өздігінен ажыратылғанға дейін жұмыс істеуге тиіс.
      Сынақтардан кейін тартымның (қуаттың) толық жоғалуына жол беріледі. Сынақтардың нәтижелері қалақ үзілген кезде қауіпті салдарлармен істен шыққандарының болмауы туралы куәландыруға тиіс.
      Желдеткіш қалақтарының беріктігін тексеру үшін мыналарды көрсету мақсатында сынақтар өткізілуі тиіс, олардың:
      1) ең жоғары айналу жиілігіне қатысты айналу жиілігі бойынша беріктігі жағдайында қолайлы қорлары бар қалақтардың бейінді бөлігін және құлыптамалы қосылуын;
      2) жұмыс қалақтарын сөрелік құрсаулау қалақтардың байланыс беттерінің тозу процесін, қалақ тәжінің бөгде заттармен зақымдануын, сондай-ақ қозғалтқыштың зақымдануының салдарынан туындаған көтеріңкі тетіктік және жылу жүктемесін, құрсаудың түйіспесінің ажырап кетуіне немесе ондағы тартқыштың жоғалуына алып келмейтінін, нәтижесінде қалақтарда өсу беріктігінің жағдайлары бойынша қауіпті тербеліс кернеулерінің болу мүмкіндігін көрсету.
      Қозғалтқышты:
      1) текшелік ұзақ және баламалы-циклдық сынақтардың;
      2) арнайы сынақтардың;
      3) конструкция жұмысының жағдайлары және пер мен құрсаудың көлемдері бойынша сөренің және т.б. байланыс беттері бойынша материалға, жасау тәсіліне, шарттардың мәндеріне салыстырғанда құрсауланған қалақтары бар басқа қозғалтқыштарды пайдаланудың;
      4) қолайлы әдістермен алынған басқа деректердің нәтижелерін талдау негізінде белгілеу керек.
 

      761. ПОС тиімділігін тексеру.
      Қозғалтқыштың ПОС тиімділігін тексеру бойынша арнайы текшелік сынау, минус 40 о С температуралы нүктені қоспағанда, атмосфералық ауаның температурасы және мұз қатудың жасанды жағдайлары кезінде жүргізілуге тиіс.
      Сынақтар текшелік ауажинағышпен жабдықталған және 150-сағаттық текшелік сынаққа ұсынылып отырған қозғалтқыштың ПОС конструкциясы бар қозғалтқышта жүргізілуге тиіс.
      Қозғалтқыштағы ПОС жұмысының тиімділігі оның жұмысының мынадай режимдерінде:
      1) жердегі аз газбан;
      2) ұшудағы аз газбен;
      3) бағдарламада көрсетілген аралық белгілермен;
      4) шарықтаумен тексерілуге тиіс.
      ПОС-ты текшелік сынауды 0 о С - минус 30 о С температуралардың диапазонын қамтып өткізген жөн. Бұл ретте эксперименталдық нүкте қоршаған ауаның (в о С) нақты температураларының мынадай аралықтарында: 0 о - минус 5 о ; минус 7 о - минус 15 о ; минус 15 о - минус 25 о ; минус 25 о - минус 30 о алынуы мүмкін.
      ПОС-тың берілген талаптарға сәйкестігі сынақтар барысында алынған ең аз температураның шамасына дейін расталады. Ауаның әрбір нақты температурасы үшін сулылықты 6-кестенің деректері бойынша тұрғызылған қисық сулылық бойынша орнату керек.
      Қозғалтқыштың жұмыс істеп тұрған ПОС-ын жер жағдайында режимдердің әрқайсысына сынаудың ұзақтығы:
      1) 454-тармағында берілген температураға, сулылыққа және тамшы диаметріне сәйкес келетін мұз қату жағдайларында 30 мин;
      2) 455-тармағында берілген температураға, сулылыққа және тамшы диаметріне сәйкес келетін мұз қату жағдайларында 5 мин тұруға тиіс.
      Сынақтардың уақыты осы режим үшін РП көрсетілген үздіксіз жұмыс уақытынан аспауы тиіс.
      Ескерту. Орындаудың тәртібі мен бірізділігі сынақтар бағдарламасында көрсетілуге тиіс. Бірнеше сынақтар өткізуге жол беріледі, олардың әрқайсысы температуралар үшін белгіленген тұрақты сулылық кезінде өткізіледі.
      Минус 10 о С-тан 0 о С-қа дейінгі температуралар диапазонында және өткізілген сулылық шамасы кезінде жердегі және ұшудағы аз газ режимдеріндегі тексерулер аяқталғаннан кейін шарықтау режиміне дейін қолайлылықты тексеру жүргізілуге тиіс. Қолайлылықты тексеру саны сынақтар бағдарламасында көрсетілуге тиіс.
      Қозғалтқыштың ПОС-ы мен ауажинағыштың ПОС-ын қосуды кешіктірген жағдайда қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру ұшудағы аз газ режимінде және басқа да бағдарламада көзделген мұз қату жағдайларындағы аралық режимдерде белгіленген текшелік сынақтар кезінде жүргізілуге тиіс.
      Мұз қатудың штаттағы белгі берушілері жұмыс істей бастаған сәтпен салыстырғанда көрсетілген ПОС-ты қосуды кешіктіру бір минутты құрауға тиіс.
      Қозғалтқыш ПОС-ның тиімділігін тексеру қозғалтқыш ПОС-ның мұқтажына бір мезгілдегі ауажинағыш ПОС-ның жұмысы үшін талап етілетін ауа шығысының имитациясы арқылы ауаны іріктеп алуды қамтамасыз ететін құрылғымен өткізілуге тиіс.
      Қозғалтқыш ПОС-ның тиімділігін бағалау бойынша сынақтар кезінде пайдаланылуы қозғалтқыш ПОС-ын қосу кезінде шешілетін ауаны (газды) таңдап алу бойынша барлық құрылғылар қозғалтқыштың жұмысы үшін барынша қолайсыз жағдайда болуға тиіс. Ауаны (газды) таңдап алу бойынша құрылғылардың басқаша болуы мүмкін жағдайының қозғалтқыштың жұмысында ақаулардың пайда болмайтындығына алып келмейтіндігі расталуға тиіс.
 

      762. Қоршаған ауаның әртүрлі температуралары кезінде жердегі жағдайларда қозғалтқышты іске қосу қасиеттерін тексеру.
      Іске қосу жүйесінің электр бөлігі, ұшақтың мұқтажына қызмет көрсетуге арналған агрегаттардың саны мен үлгісі, сондай-ақ сынақтар кезінде іске қосу құрылғысының қорек көздері қозғалтқышқа арналған техникалық құжаттамада көрсетілгендерге сәйкес келуге тиіс. Қажет болған жағдайда қоректену көздерінің имитациясына жол беріледі.
      Қозғалтқышты іске қосу қасиеттерін тексеру және іске қосу сенімділігін тексеру бойынша арнайы сынақтар шарттардың диапазонында және отын мен майдың тиісті температуралары кезінде өткізілуге тиіс. Осы сынақтар табиғи жағдайларда немесе термокамерада өткізілуі мүмкін.
      Сынақтардың жағдайларымен көзделген іске қосулардың жалпы санының қозғалтқыштың кіре берісіндегі майдың ең аз мәлімделген температурасы кезінде кейіннен (әрбір жалған іске қосудан кейін) қалыпты іске қосумен (отынды дренаждауға белгіленген уақыт кезеңі аяқталғаннан кейін) кем дегенде екі қалыпты іске қосулар мен екі жалған іске қосулар орындалуға тиіс.
      1-ескерту. Электр стартері қолданылған жағдайда қалыпты іске қосу ең аз мәлімделген кернеу кезінде, жалған іске қосу - электр тогының ең жоғары мәлімделген кернеуі кезінде орындалуға тиіс.
      2-ескерту. Әуе стартері қолданылған жағдайда қалыпты іске қосу ең аз мәлімделген ауа қысымы кезінде, жалған іске қосу - іске қосу құрылғысының кіре берісіндегі ең жоғары мәлімделген ауа қысымы кезінде орындалуға тиіс.
      Іске қосу жөніндегі сынақтармен көрсетілген жағдайларда:
      1) қозғалтқышты іске қосу жүйесі жұмысының қоректенудің борттық көздерінен де және әуеайлақтық көздерден де (іске қосылған қозғалтқыштан, КГТҚ, жердегі іске қосу қондырғысынан) алынған жеткілікті сенімділігі;
      2) іске қосуды қамтамасыз етуге арналған отын аппаратурасын бірыңғай реттеудің жеткіліктілігі көрсетілуге тиіс.
      Ескерту. Қозғалтқышты бірыңғай реттеумен іске қосуды тексеру кезінде жылу реттегіш аппаратураға техникалық жағдайлары арқылы айқындалған отын шығыстары жағдайында қозғалтқышты қалыпты іске қосу мүмкіндігі расталуға тиіс.
 

      763. Ауажинағышқа бөгде заттардың (құстардың, судың, кесек мұз бен бұршақ кесегінің) түсуі кезіндегі қозғалтқыштың жұмыс қабілетін тексеру.
      Мыналар:
      1) ауажинағышқа бір ірі құстың түсуінің салдарынан қозғалтқыш алған ақау қауіпті зардаптары бар істен шығуды тудырмайды (тартымның немесе қуаттың толық ысырабы мұндай жағдайда қауіпті зардап ретінде қарастырылмайды);
      2) ауажинағышқа орташа көлемдегі немесе ұсақ құстардың түсу зардабы 12-кестеде (2 және 3-тармақтарда) сәйкес қол жетімді болып табылады. Егер қозғалтқыш оған бөгде заттар түсуден сақтандыру үшін қорғау құрылғыларымен жабдықталса, онда осы құрылғы сынақтар кезінде жұмыс жағдайында болуға тиіс.
      Сынақтардың растау жағдайы 12-кестеде көрсетілген. Талаптарды қанағаттандыру мынадай тәсілдермен:
      1) қозғалтқыштың кіре берісіндегі (ВНА қалағына, алдыңғы подшипниктің корпусы және т.б.) ағатын бөліктің жылжымайтын бөлшегінің бұзылу зардаптары бойынша аса қауіпті ірі құс түскен жағдайда, жұмыс істемейтін немесе жұмыс істейтін қозғалтқыш арқылы сынаумен;
      Бұл сынақ, егер қозғалтқыштың ағатын бөлігі жылжымайтын бөлшегінің сынуы, ротордың бөлшегі айналып тұрған кезде ірі құстың түсуі нәтижесінде болған сынудан гөрі аса ауыр салдарға алып келмейтіні дәлелденген болса, өткізілмеуі мүмкін;
      2) қозғалтқыш роторының бөлшегі айналып тұрған кезде ірі құстың түсуі жағдайындағы сынақпен расталуға тиіс.
      Сынақтар жағдайындағы растау 12-кестеде көрсетілген талаптарын қанағаттандыру мынадай тәсілдердің біреуімен:
      1) бағдарламамен белгіленген уақыт ішінде ең жоғары оң режимде құстар тасталғаннан кейін қозғалтқыштың істеген жұмысымен;
      2) құс тасталғаннан кейін компрессордың алдыңғы сатыларының жұмыс қалақтарын тербеліс кернеулерін арттыру беріктігінің жағдайлары бойынша жол берілмейтін қалақтарда қозғалтқыштың болуы мүмкін ақауын көрсету мақсатында тензометриялаумен расталуға тиіс.
      Егер орташа және ұсақ құстарды тастағаннан кейін тартқыштың (қуаттың) жоғалуы 25%-ды құрайды немесе қауіпті салдарлары бар істен шығуға әкелуі мүмкін қозғалтқыштың ақауы табылса, онда қажетті конструктивтік құралдар әзірленуге және осы құралдардың тиімділігіне тиісті сынақтар қайталау арқылы тексеру жүргізілуге тиіс.
      Қозғалтқышқа жаңбыр суының, мұз кесегінің және бұршақтың түсуі (6.1-кесте) олардың:
      1) ротордың сыналануына алып келуі мүмкін (мысалы, ротор мен статордың арасындағы саңылауларды азайтқаннан) қозғалтқыш конструкциясының механикалық ақауларын;
      2) қозғалтқышты өшіруге алып келуі мүмкін техникалық сипаттамалардың дереу немесе кейіннен нашарлауын;
      3) техникалық жағдайлар бойынша жол берілетінмен салыстырғанда газ температурасының арттыруды;
      4) техникалық жағдайлар бойынша қозғалтқыштың жол берілмейтін тартымдық сипаттамаларының нашарлауын тудырмайтынын көрсету қажет.
      Қозғалтқышқа қауіпті болуы мүмкін судың, мұздың немесе бұршақтың түсуінен көрсетілген зардаптар болған жағдайда ұшақтың бірнеше қозғалтқыштарында бір мезгілде туындаған кезде, кейіннен олардың тиімділігін эксперименталдық растай отырып, тиісті конструктивтік құралдарды әзірлеу және қолдану қажет.
      Қозғалтқыштың ауажинағышына берілген судың көлемі жаңбыр кезінде қозғалтқышқа түскен (12-кесте) 1 м 3 ауаның құрамына сәйкес келуге тиіс. Ұзақтығын және сынақтардың жағдайларын атмосферада жаңбыр болған кезде ұшу жағдайларында қозғалтқыштың жұмыс істеу мүмкіндігін ескеріп бағдарламамен белгілейді.
      Қозғалтқыштың жұмыс режимі, мұз бен бұршақ кесектерінің көлемі мен саны, оларды тастаудың кезеңділігі 12-кестеге сай таңдап алынады.
      Осы сынақтар үшін қозғалтқышты тұтастыру 150-сағаттық текшелік сынақтар үшін мынадай элементтер бойынша:
      1) алдыңғы тіректер мен кіретін бағыттаушы аппараттың конструкциясы бойынша;
      2) желдеткіш сатының қалақтары мен жоғары және төмен қысымды компрессорлар сатыларының конструкциясы бойынша;
      3) газды әуе жолының берік бөлігіндегі статорлық және роторлық бөлшектердің арасындағы осьтік және радиальдық саңылаулардың шамасы бойынша оны тұтастыруға сәйкес келуге тиіс.
      Ескерту. 1. Кез келген заттарды жұмыс істеп тұрған қозғалтқышқа тастағаннан кейін соңғысы талап етілген уақыт ішінде оның жұмысын жалғастырудың алдында қарау үшін қалдырылуы мүмкін.
      2. Қозғалтқыштың біреуінде барлық сынақтарды жүргізуге жол беріледі. Мұндай жағдайда қозғалтқышқа заттар тасталғаннан кейін қажетті ұсақ жөндеу (рихтовка, тазалау, және т.б.) жүргізілуі мүмкін.
 

      764. Қозғалтқыш роторларының беріктігін тексеру.
      Қозғалтқышты әрбір роторы үшін олардың өлшенген температуралары бойынша энергия сыйымды элементтердің (мысалы, дискілер, барабандар, проставкалар, цапф) статикалық беріктік қорларының есептілік шамасы айқындалуға тиіс. Беріктік қорларының жеткілікті шамасы ұқсас конструкциялардың қозғалтқыштарын пайдаланудың бар тәжірибесі негізінде бағаланады.
      Роторлардың статикалық беріктігін сынау мынадай жағдайларда:
      1) айқындалған беріктік қорларының жеткіліксіз шамалары кезінде;
      2) қағидаттық жаңа конструкциялар, материалдар мен жасау технологиялары үшін немесе есептемелік бағалаудың сенімді әдістері болмаған кезде өткізілуге тиіс.
      Ескерту. Егер сынақтарға жекелеген дискілер жататын болса, онда роторға сұғынып тұратын бөлшектермен түйіндесу және жүктемелер жағдайларын жаңғырту кезінде осы дискілерді ғана сынауға рұқсат етіледі.
      Қозғалтқыш роторларының әрқайсысын олардың қайсысы ауыр екендігіне байланысты төменде көрсетілген беріктік жағдайларына қарай аса ауырында 5 мин ішінде жеке сынау қажет:
      1) ең жоғары мәннің 120% тең ротордың айналу жиілігі кезінде. Айналу жиілігінің ең жоғары мәні мен пайдаланылатын бөлшектердің температурасы РП сай пайдалану кезінде мүмкін болатын барынша қолайсыз жағдайларға сәйкес келуге тиіс;
      2) қозғалтқыштың айналу жиілігін көбейтуді тудыратын қандайда бір элементінің немесе жүйесінің істен шығуы кезінде барынша мүмкін болатын 105% тең ротордың айналу жиілігі кезінде.
      Бөлшектердің сынақтар кезіндегі температурасы мұндай жағдайда көрсетілген істен шығу кезінде мүмкін болатындардың ішінен аса қолайсыздарға сәйкес келуге тиіс. Осы тармақта көрсетілген айналу жиілігі материалдың ең аз рұқсат етілген беріктік сипаттамаларына және сыналатын бөлшектердің көлемдеріне (рұқсат ету шектерінде) жатқызылады.
      Сынақтардың нәтижелері, егер роторлардың бұзылған жағдайлары байқалмаса, қанағаттанарлық деп танылады.
      Сынақтардың мынадай түрлерін қабылдауға оңтайлы деп есептеген дұрыс:
      1) қозғалтқыштың құрамындағы ротордың сынау. Мұндай жағдайда ротордың 115%-ке дейін айналу жиілігін төмендетуге рұқсат етіледі;
      2) екпінді текшеде толық көлемдегі роторды жылылықпен және айналу жиілігімен сынау;
      3) екпінді текшеде толық көлемдегі роторды айырмашылығы бар жылытпастан немесе жылыту жағдайлары кезінде сынау. Мұндай жағдайда статикалық беріктік қоры есептемелік жолмен (жағдайлардағы жылытпастан сынақтар өткізу кезінде алынған деректерді қайта санай отырып) айқындалуы тиіс.
      Роторды және оның жекелеген бөлшектерін аз циклді көнеруін және беріктік ұзақтығын қозғалтқышта немесе баламалы-циклдық бағдарламалар бойынша арнайы жабдықталған екпінді текшеде тексеру.
 

      765. Роторларды көтеріңкі газ температурасы кезінде турбина алдында тексеру.
      Роторларды тексеру шарықтау режиміне сәйкес келетін айналу жиілігі кезіндегі және пайдаланудың күтілетін жағдайлары үшін шарықтау режиміндегі ең жоғары температураның кем дегенде 45 о С-қа арттыратын турбина алдындағы газ температурасы кезіндегі сынақпен жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыш роторлары бөлшектерінің жай-күйін сынақтан өткізгеннен кейін олардың одан әрі пайдалануға жарамдылығы расталуға тиіс.
      Бір ротордан көп роторлы қозғалтқыштағы әрбір ротор турбина алдындағы рұқсат етілген газ температурасынан асатын тиісті температура кезінде тексеруден өтуге тиіс. Осы сынақ, егер осы сынақтың талаптары турбинаның ыстық бөлшегіне температуралық және уақыттық аса қатты немесе тым болмаса, көрсетілген шарттарға баламалы әсері бойынша көрсетілген болса, сынақпен ауыстырылуы немесе олармен біріктірілуі мүмкін.
 

      766. Еркін турбинамен көтеріңкі айналдыру сәті кезінде ТВҚ-ның жұмыс қабілетін тексеру.
      Еркін турбиналы ТВҚ не еркін турбина валына ең жоғары рұқсат етілген айналдыру сәті кезінде, не ең жоғары мәлімделген айналдыру сәтінің (қайсысының көптігіне байланысты) 3%-ға көп айналдыру сәті кезінде сынақтан өткізу қажет.
      Көтеріңкі айналдыру сәті кезіндегі сынақ ретламенттелген 150-сағаттық сынақтардың бөлігі ретінде немесе арнаулы текшелік сынақ ретінде өткізілуі мүмкін.
      Сынақты, егер осы сынақты алмастыратын басқа эксперименттерден алынған дәлелдер ұсынылған болса, өткізбеуге болады. Мұндай дәлелдер қозғалтқышты тұтастай сынақтардан өткізудің немесе оның элементтерінің жекелеген топтарын оларға барабар сынақтар өткізудің нәтижесінен алынуы мүмкін.
      Сынақ тежегіш құрылғымен немесе шарықтау режимінің айналу жиілігі кезінде тиісті әуе бұрымымен бірлесіп жүргізілуге тиіс.
      Егер шарықтау режиміне сәйкес келетін айналу жиілігі кезінде көтеріңкі айналдыру сәтіне қол жеткізбесе, онда сынақты осындай айналдыру сәтін алу мүмкіндігі жағдайында айналу жиілігі кезінде өткізген жөн.
      Еркін турбинаға кірер алдындағы газдың температурасы шарықтау режиміне арналған ең жоғары температураға тең, ал қозғалтқышқа кіре берістегі майдың температурасы еркін турбинаның подшипниктері жұмысының аса ауыр жағдайларына сүйене отырып белгіленуге тиіс.
      Көтеріңкі айналдыру сәті кезіндегі сынақ мыналардан тұруға тиіс:
      1) қозғалтқыштың мөлшермен 0,75 шарықтау қуатына сәйкес келетін режимдегі 5 мин ішіндегі үздіксіз жұмысы;
      2) қозғалтқыштың (әрқайсысының ұзақтығы кем дегенде 3 мин үздіксіз циклдармен) режимдердің біреуіндегі, 15 мин ішіндегі жұмысы.
      Өлшемдерден басқа, сынақтар кезінде еркін турбина подшипниктерінің температурасы өлшенуге тиіс.
      Сынақтардың нәтижелері, егер қозғалтқышты сынақтардан өткізгеннен кейін бөлшектердің ақауын табу олардың одан әрі пайдалану үшін жарамдылығы туралы куәландырса, қанағаттанарлық деп танылады.
 

      767. Қозғалтқыштың отын жүйесі мен автоматты реттеу жүйесін (АРЖ) тексеру.
      Техникалық құжаттамада көрсетілген тазалау жұқалығы, ең жоғары және ең төмен қысымдар мен пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қозғалтқышқа кіре берістегі отын температуралары жағдайында қозғалтқыштың отын жүйесінің жұмыс қабілетін растайтын сынақтар жүргізілуге тиіс. Сондай-ақ отын жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен қозғалтқыштың АРЖ-нің үлгі бейіні бойынша ұшудың ең жоғары ұзақтығының кем дегенде жартысына тең уақыт ішінде отын сүзгішінде сақталатыны көрсетілуге тиіс барлық сынақтар жекелеген элементтерде (агрегаттарда), жүйелерде немесе қозғалтқышта өткізілуі мүмкін.
      Егер 150 сағаттық текшелік сынақтар жағдайы қозғалтқыштың автоматты реттеу жүйесінің кейбір функцияларын тексеруді, мысалы, еркін турбина роторының айналуын шектеуді, айналдыру сәтін, газдың температурасын қамтамасыз етпесе, онда АРЖ осы функцияларды қанағаттанарлықпен орындайтынын көрсететін қосымша арнайы сынақтар өткізілуге тиіс.
      Отын жүйесі мен АРЖ техникалық құжаттамада берілген қозғалтқыштың белгіленген режимдерін және қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін айқындайтын реттелетін өлшемдердің жол берілмейтін бір режимнен екінші режимге аспауынсыз, ауытқуынсыз немесе түсуінсіз өтуі көрсетілуге тиіс.
      Отын жүйесі мен АРЖ-і агрегаттарының пайдаланудың ерекше жағдайларының имитациясы кезіндегі жұмыс қабілеттілігі тексерілуге тиіс, олар мыналарды қамтиды:
      1) кіре берістегі отынның болуы мүмкін ең төменгі қысымы (мысалы, айдап шығаратын сораптарды қосу имитациясы кезінде). Қозғалтқыштың жұмысы ұшу циклының имитациясымен тексерілуге тиіс;
      2) қоректену көзін біреуінен екіншісіне қайта қосу.
      Газ температурасы мен қозғалтқыштың басқа өлшемдерін шектеушілер өлшемді арттыру дабылының имитациясы кезінде тексерілуі мүмкін. Шектеушілер жұмысын тексерудің ұзақтығы техникалық құжаттамаға сәйкес ұшу циклындағы осы шектеушілердің іс-әрекетінің мүмкін ұзақтығына сәйкес келуге тиіс.
      Сынақ шектеушілердің іске қосылуының тұрақтылығын растауға тиіс.
      Арнайы сынақтар қозғалтқыштың отын жүйесі мен АРЖ агрегаттарының негізгі және резервтік отындардағы жұмыс қабілеттілігін растауға тиіс. Сынақтар кезінде:
      1) пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қоршаған ортаның температурасы өзгерген жағдайда, агрегаттарды қайта реттеу қажеттілігінің болмауы;
      2) негізгі отыннан резервтік отынға көшу кезінде отын жүйесі мен АРЖ агрегаттарындағы элементтерді реттеу диапазонының жеткіліктілігі расталуға тиіс.
      Қозғалтқыштың отын жүйесі мен АРЖ элементтерінде пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы ресурс ішінде қозғалтқыштың қалыпты жұмысына кедергі келтіретін кавитациялық эрозияның туындамауы көрсетілуге тиіс.
      Сынақтар кезінде сораптарда немесе жүйелердің басқа элементтерінде мұндай эрозияның болуы мүмкін жерлерде кавитациялық эрозияның туындамауына жәрдемдесетін аса қиындық туғызатын жағдайлар жаңғыртылуға тиіс.
      Дренажды құрылғылардың талаптарына сәйкес келуі құйып алынатын отынға арналған дренажды сыйымдылық көлемінің жеткіліктілігі мен автоматты босату және отынды қайтару жүйесінің жұмыс істеуінің дұрыстығын бағалаумен тексерілуге тиіс.
 

      768. Ротордың ең жоғары айналу жиілігін көтеру кезінде қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Ротордың мәлімделген ең жоғары айналу жиілігін қысқа мерзімді арттыру пайдалануда мүмкін болған жағдайда қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру үшін ең жоғары айналу жиілігінің 103% құрайтын айналу жиілігі кезінде арнайы сынақтар өткізілуге тиіс.
      Осындай (103%) айналу жиілігі режиміндегі жиынтықты істелген жұмыс 3 минуттен үзіліссіз, газдың аз режимінде 2,5 минут ішінде циклдер арасында үзіліспен 15 минутты құрауға тиіс.
      Ескерту. Қос контурлы қозғалтқыштарда жоғары қысымды ротордың сынағы, егер оның пайдалану жағдайларында ең жоғары айналу жиілігінің артуы екіталай екені көрсетілсе, өткізілмеуі мүмкін.
      Сынақ турбина алдындағы газ температурасы мен қозғалтқышқа кіре берістегі ең жоғары май температурада ең жоғары рұқсат етілген пайдалану кезінде өткізілуге тиіс. Турбина алдындағы газдың қажетті температурасын алу үшін, мысалы, реактивтік шүмектің немесе еркін турбинаның шүмектік аппараттың қиылыс алаңын өзгертуге рұқсат етіледі. Егер турбина алдындағы газдың ең жоғары температура жағдайынан тыс айналудың қажетті жиілігі отын шығысы жөніндегі шектеулердің салдарынан алынса, онда сынақтар үшін қажетті айналу жиілігін қамтамасыз ететін турбина алдындағы газдың аса жоғары мүмкін температурасы кезінде өткізілуге тиіс.
      Қозғалтқыштардың әртүрлі немесе ең жоғары айналу жиілігін қажетті арттыруды реттеудің әртүрлі заңдары бар үлгілері үшін мынадай тәсілдердің бірі қамтамасыз етілуі мүмкін:
      1) егер қозғалтқыштың бірнеше роторы бар болса және әрбір роторда талап етілетін айналу жиілігіне бір мезгілде жету мүмкін болмаса немесе қиынға түссе, онда ең жоғары айналу жиілігі әрбір ротор үшін жеке-жеке орнатылуға тиіс;
      2) барлық режимдерде ротордың айналу жиілігі тұрақты қолдау табатын қозғалтқыш үшін, сынақ айналудың осы тұрақты жиілігінің 103% құрайтын айналу жиілігі кезінде өткізілуге тиіс;
      3) егер сынақ кіре берістегі ауаның төмен температурасы кезінде өткізілсе, онда ротордың (роторлардың) талап етілетін айналу жиілігі кіре берістегі ауаны дросселдеу жолымен алынуы мүмкін. Сонымен бірге ең жоғары рұқсат етілгеннен төмен шарықтау режимінде турбина алдындағы газдың температурасы жоғары деңгейдегі ТВҚ үшін ең жоғары айналу жиілігінің 103%-на тең ротордың айналу жиілігін алу турбина алдындағы газдың температурасына әуе бұрамының жүктемесін төмендетпестен арттыру арқылы жетуі мүмкін.
       Ескерту. бұл ретте газдың температурасы оны ең жоғары қол жетімді мәнінен аспауы тиіс;
      4) еркін турбиналы қозғалтқыш үшін соңғысы шарықтауға немесе еркін турбина роторының барынша айналу жиілігі бар басқа режимге арналған айналу жиілігінің кем дегенде 103%-ын құрайтын айналу жиілігі кезінде жұмыс істеуге тиіс;
      5) әрбір ротор үшін талап етілетін айналу жиілігіне көрсетілген тәсілдердің бірімен қол жеткізу мүмкін болмаған жағдайда сынақтар бағдарламасында көрсетілген басқа тәсілдерді қолдануға рұқсат етіледі;
      6) егер суытатын сұйықтықты бүркетін қозғалтқышқа арналған шарықтау режиміндегі айналу жиілігі бүркусіз сұйықтықтың айналу жиілігінен айырмашылығы болса, онда сынақтар олардың ішінен аса жоғары арттырумен өткізілуге тиіс.
      Осы сынақтардың нәтижелері, егер:
      1) ротордың (роторлардың) ең жоғары айналу жиілігін арттырған кезде қауіпті зардаптары бар істен шығуға алғышарт болмаған жағдайды;
      2) сынақтан өткен қозғалтқыш бөлшектерінің ақаулығы оларды одан әрі пайдалану мүмкіндігі туралы куәландырған жағдайды көрсетсе, оң бағаланады.
 

      769. Қозғалтқыштың авторотация режимінің имитациясы бар жұмысын тексеру.
      Қозғалтқыштың ұшу кезінде оны көзделмеген ажыратқаннан кейін жұмыс қабілеттілігін сақтауды растау үшін пайдалануда авторотацияның ең жоғары мүмкін болатын айналу жиілігі кезінде, белгіленген уақыт кезеңі ішінде қозғалтқышқа май беруде істен шыққан кезде сынақ өткізілуге тиіс.
      Авторотация режимінде сынау ұшақтың ажыратылған бір қозғалтқышпен болжамдалған үлгілік бағытының ұзындығының жартысын өту арқылы немесе ротордың сыналану сәтіне дейін ұшуын аяқтау үшін талап етілетін уақыт ішінде өткізілуге тиіс.
      Сынақ нәтижелерін, егер ұзақ авторотациялау қауіпті зардаптармен істен шығуға алып келмесе, қанағаттанарлық деп есептеген жөн.
      Ескерту. Ротордың (роторлардың) сыналануы қауіпті зардаптарға жатпайды.
 

      770. Редукторлардың беріктігін тексеру.
      Сынақ сынуы қауіпті салдарының әуе бұрамы редукторларының (ТВҚ үшін), іске қосу құрылғысының, жетек агрегаттары қораптарының, істен шығуға алып келуі мүмкін элементтерінің беріктігін тексеруі тиіс. Редуктор элементтерінің беріктігін тексеру (тісті берілімдер, валдарды, шлицелік қосқыштарды, муфтарды және т.б.) әуе бұрамының ең жоғары қуаты кезінде (ТВҚ әуе бұрамының редукторы үшін), ең жоғары айналдыру сәті немесе басқа аса сын жүктемесі кезінде (өзге редукторлар үшін) өткізілуге тиіс.
      Сынақтар кезінде ресурс үшін пайдалануда көрсетілген жүктемелердің қолданылу уақыты жаңғыртылуға тиіс.
      ТВҚ әуе бұрамының редукторы үшін қолдануға қолайлы ұзындығы әуе бұрамының редукторы үшін белгіленген ресурстың кем дегенде 10% сынақ болып табылады. Сынақ әуе бұрамының ең жоғары режиміндегі 5 сағат бойынша істелген жұмыс кезеңдерімен өткізілуге тиіс. Сонымен бірге әрбір кезеңде бұрамның ең жоғары қуатының кем дегенде 40% сәйкес келетін режимінде жұмыстың екі минуттық циклдарымен кезектесетін, бұрамның ең жоғары қуаты режиміндегі үзіліссіз жұмыстың 60 бес минуттық циклдарын құрауы тиіс.
      Редуктордың жұмысы бес минуттық циклдан екі минуттық циклға және кері өту бір минут ішінде қалқымалы түрде жүзеге асырылуы тиіс.
      ТВҚ әуе бұрамының редукторын сынау пайдаланылатын әуе бұрамымен өткізілуі тиіс.
      Ескерту. Редуктор валдарының және оған жапсарлас әуе бұрамы валдарының беріктігін тексеру 771 және 1660-тармақтардың талаптарды ескере отырып орындалуы тиіс.
      Редукторлардың беріктігі қанағаттанарлық нәтижелермен расталуға тиіс:
      1) редукторларды текшелік сынақтары;
      2) осы үлгінің редукторы және әуе бұрамы бар қозғалтқыштың 150-сағаттық текшелік сынақтар;
      3) бағдарламалық-циклдық сынақтар бағдарлама бойынша (6.5.4.1) қозғалтқыштың тұтастырылған редукторлардың текшелік сынақтары.
      Сынақтардың нәтижелері, егер сынақтардан өткізгеннен кейін редукторлардың бөлшектерінде олардың одан әрі пайдалану үшін кедергі келтіретін ақау болмаса, қанағаттанарлық деп танылады:
      1) жол берілмейтін тозу, надира, қақталма және жанасу бетінің басқа ақаулары;
      2) жүгіру жолақтарын төгу, екшегіштердің сынуы және басқа подшипниктердің жол берілмейтін ақаулары;
      3) конструкцияның тасымал бөлшектеріндегі сызаттар;
      4) негізгі қадам қателіктеріндегі және тісті қосындылар мен басқа эвольвентограммадағы жол берілмейтін ауытқулар.
 

      771. Қозғалтқыш валдарының беріктігін тексеру.
      Роторвалдарының, әуе бұрамалары валдарының және агрегаттар жетектері валдарының беріктігі валдар жұмысының барынша ауыр режимі үшін анықталуға және мыналардың негізінде расталуға тиіс:
      1) роторлар мен әуе бұрамалары валдарының тербеліс жағдайын зерттеу;
      2) арнайы зерттеулер нәтижелерін талдау;
      3) валдардың беріктігі мен жұмыс қабілеттілігін қозғалтқыштың 150-сағаттық текшелік сынақтары, ал әуе винттерінің валдары үшін - қозғалтқыштың әуе бұрамаларымен бірлесіп 150-сағаттық текшелік сынақтары кезінде тексеру;
      4) бабына жеткізу процесінде және қозғалтқыштың осы үлгісін тәжірибелік пайдалану немесе ұқсас конструкцияның басқа қозғалтқышты пайдалану барысында байқалған істен шығу салдарларын талдау.
      Ротор валдары мен әуе бұрамалары валдарының тербелісті жүктемесі жердегі аз газды режимнен ең жоғары режимге дейін ротордың (роторлардың) айналу жиілігінің барлық диапазонында қозғалтқышты текшелік сынақтар кезінде тензометриялаумен айқындалуға тиіс.
      Беріктік жағдайлары бойынша тербелістік кернеулердің деңгейінен жаңғыру режимдері табылған жағдайда, валдың төзімділік шегін айқындау мақсатында көнерген беріктігіне сынау жүргізілуге тиіс.
      Көнерген валдарды сынау ұшудағы оларға қолданылатын жүктемелердің жиынтығы жағдайында жүргізілуге тиіс.
      Сынақтар үшін жекелеген жағдайларда валдың беріктігін айқындайтын негізгі жүктеме таңдап алынуы мүмкін. Көне беріктікке қалған жүктемелердің әсері есептеу жолымен бағалануы мүмкін.
      Ескерту. 1. Егер бұл қол жетімді деп танылған жағдайда, вал материалының шыдамдылық шегінің мәніне жасалған жүктеме мен температура циклінің ассиметр күшін түзету үлгілерді зерттеу нәтижелері бойынша енгізілуі мүмкін.
      2. Вал шыдамдылығының шегі жекелеген жағдайларда ұқсас конструкциялардың валдарын сынау нәтижелері бойынша бағалануы мүмкін.
 

      772. Қозғалтқыштың ауа ағысымен үрлеу кезіндегі жұмысын тексеру.
      Ауа ағысымен үрленген сынақтар қозғалтқыштың желдің бүйірден және ілесе соққан кезде қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігі расталуға тиіс.
      Желдің үзуімен жасалған ауа ағысының қарсылығын көрсетуге тиісті сынақ РП-да белгіленген шектеулерден тыс шығатын қозғалтқыштың өлшемдері мен пайдалану қасиеттерін осындай нашарлатуға алып келмейді, сондай-ақ компрессордың немесе желдеткіштің бірінші сатысындағы жұмыс қалақтарының қауіпті тербелісін тудырмайды.
      Сынақ қозғалтқыштың сыртқы үрленуін қамтамасыз ететін ашық текшеде не ауа жинайтын конструкция бойынша ұшаққа, көрші қозғалтқыштардың әсеріне және ұшақтық конструкцияларға, не ол арналған ұшақтың құрамында көрініс табатын тұтастыруда жүргізілуге тиіс.
      Сынақ аз газдан ең жоғарғы режимге дейін белгіленген режимдердің барлық диапазонында, сондай-ақ ауыспалы процестер кезінде (іске қосу, қолайлы сынамдар мен газдың шығуы) кезінде жүргізілуге тиіс.
      Үрлеу жылдамдығы пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес белгіленуге тиіс.
 

      773. Термобарокамерадағы қозғалтқышты биіктен қосуды тексеру.
      Термобарокамерада авторотация режимінен іске қосу жағдайы үшін отын аппаратурасын бірыңғай реттеумен қозғалтқышты биіктен іске қосу шекарасы, егер бұл қозғалтқышты іске қосқыш құрылғымен авторотациялау бұрап алу талап етілсе, тексерілуге тиіс. Қозғалтқышты қалыпты іске қосу саласын белгілеу күтілетін тозуды ескере отырып, мысалы, ұзақ сынақтардан кейін жеткілікті түрде ауқымды істелген жұмыспен, қозғалтқышты сынау жолымен жүзеге асырылуға тиіс. Термобарокамерадағы сынақтар арқылы қозғалтқышты қалыпты іске қосу мүмкіндігі және отын шығысын реттеу шектері бойынша жеткілікті қордың болуы расталуға тиіс.
      Ескерту. Отын аппаратурасының бірыңғай реттеуімен қозғалтқышты биіктен іске қосу шекараларын тексеру мүмкін болмаған жағдайда, 6.5.2.19.1 көрсетілген термобарокамерасындағы тексеру ұшудағы зертханаларға ұшу сынақтары кезінде орындалуға тиіс.
 

      774. Помпаж кезіндегі қозғалтқыштың қорғау құралдарын тексеру.
      Егер қозғалтқыш помпаж кезінде қорғаудың автоматты жүйесімен жабдықталған болса, онда оның жұмыс істеуінің сенімділігін растау үшін қозғалтқышта помпаждық көріністерінің туындау елестерімен арнайы сынақ жүргізілуге тиіс.
      Статистикамен және сынақтармен помпаж кезінде қозғалтқышты қорғау автоматтық жүйесінің жалған жұмыс істеуі, егер ол екіталай болса, көрсетілуге тиіс.
      Егер қозғалтқышта помпаж кезінде қорғаудың автоматты жүйесі көзделмеген болса, онда қозғалтқышта помпаждың пайда болуы және қозғалтқышты тұрақты жұмыс режиміне көшіруді қамтамасыз ететін тәсілдер туралы дабыл беретін басқа құралдар тексерілуге тиіс.
      Арнайы сынақ сынақтармен бірлескен болуға тиіс.
 

      775. Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесін тексеру.
      Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жұмыс істеу сенімділігін растау үшін реттеу жүйесі газ температурасының ең жоғары мәнін ұстап тұратын режимдерде турбина алдындағы газ температурасын арттыру имитациясымен арнайы сынақ жүргізілуге тиіс.
      Статистикамен және сынақтармен помпаж кезінде қозғалтқышты қорғау автоматтық жүйесінің жалған жұмыс істеуі, егер ол екіталай болса, көрсетілуге тиіс.
      Арнайы сынақ басқа сынақтармен бірлескен болуға тиіс.
 

      776. Қозғалтқыш конструкциясының негізгі элементтерін термометриялау.
      Компрессорда жану камерасын, турбинаны, реактивтік шүмекті және валдарды негізгі бөлшектер температурасын анықтау және белгіленген режимдер мен ауыспалы процестер кезінде осы элементтердің конструкциясының қауіпті, жергілікті қызып кетуінің болмауын бағалау үшін белгіленген режимдерде және ауыспалы процестер кезінде термометриялау жүргізілуге тиіс.
      Термометриялауға жататын бөлшектердің нақты тізбесі сынақтар бағдарламасымен белгіленеді. Міндетті термометриялауға:
      1) компрессор бойынша: соңғы сатылардың корпусы, дискісі және басқа элементтері;
      2) жану камерасы бойынша: қап, қабырғаның фронттық бөлігі мен ыстық құбырлар;
      3) турбина бойынша: беріктікті және корпус пен турбина қалақтарының арасындағы радиалдық саңылауларды айқындайтын шүмектік аппараттардың қалақтары, шүмектік аппараттардың бекіту сақинасы, ротордың әрбір сатысының жұмысшы қалақтары, дискілер, турбина роторларының тіректері жатады.
      Жану камерасының шыға берісінде немесе турбинаның артында қоршалған және радиалдық бағыттардағы қиылыста газдың температуралық өрісіне өлшеу жүргізілуге тиіс. Қозғалтқышта осы элементтің жұмыс жағдайын көрсететін арнайы қондырғыда жүргізу жану камерасының шыға берісіндегі температура өрісін өлшеуге мүмкіндік береді. Турбина сыртындағы температура өрісін өлшеген жағдайда, турбина алдындағы осы температура өрісінің деректері бойынша бағалаудың негізделген әдістемесі ұсынылуға тиіс.
      Сынақтарды қолданыстағы термикалдық және механикалық жүктемелердің деңгейіне әсер ететін негізгі факторлардың болуы мүмкін қолайсыз үйлесімі бар белгіленген режимдерде және ауыспалы процестер кезінде орындаған жөн. Компессорды айналудың ең жоғары жиілігі және кіре берістегі ауаның ең жоғары температурасы кезінде термометриялау; жану камерасының қабырғаларын ауаның артық коэффициентінің барлық жұмыс диапазонында, ең жоғары температура және жану камерасына кіреберістегі ауаның қысымын және компрессордың сыртындағы барынша қолайсыз ауаны іріктеп алу арқылы термометриялау; қозғалтқышқа кіреберістегі ауаның және суытылған турбина ауасының кезінде турбина алдындағы газ температураларының ең жоғары айналу жиілігі және ең жоғары мәндері кезінде турбинаны термометриялау жүргізілуге тиіс.
      Термометриялау арнайы сынақтардың басқа түрлерімен бірлескен болуға тиіс. Жану камерасын термометриялау бойынша зертханалық қондырғыларда сынақтардың бір бөлігін жүргізуге жол беріледі. Екі және үш валдық схемалы қозғалтқыштарда, қозғалтқыштағы осы тораптың температурасы, қысымы және айналу жиілігі бойынша жұмыс көрсететін арнайы қондырғылардағы компрессор мен подшивниктердің тораптарын және ыстық бөлігінің бөлшектерін термометриялауды орындауға жол беріледі.
      Датчиктердің (термобу немесе басқа мақсаты бойынша баламалы құрылғылар) температурасын, түрін, саны мен орналасқан жерін, сондай-ақ өздігінен жазатын аппаратурасын өлшеу тәсілі + 1,5-2% шектердегі дәлдікпен әрбір бөлшек температурасының экстремалдық мәндерін өлшеу қамтамасыз етілетіндей таңдап алынуға тиіс. Қозғалтқыштың ыстық бөлігінің қол жетуі қиын орындарын термометриялау үшін + 8% температурасын өлшеу дәлдігімен термо бояу пайдаланылуы мүмкін.
      Бөлшектер температурасы мен температура өрістерін белгіленген режимдерде өлшеу РП сәйкес қозғалтқыш жылытылғаннан кейін жүргізілуге тиіс. Бөлшектердің температурасын қолайлы сынамалар кезінде және шарықтау режимінде өлшеу жылытылған және жылытылмаған қозғалтқышта орындалуға тиіс.
 

      777. Қозғалтқыштың гидравликалық және пневматикалық коммуникациялар элементтерінің герметикалығы мен беріктігін тексеру.
      Қозғалтқыштың гидравликалық және пневматикалық коммуникациялар жұмысшы сұйықтықтарының, газдың немесе ауаның өтпеуін талап ететін элементтері қысымдағы сынақтарға ұшырауы мүмкін. Бұл ретте:
      1) қысыммен жұмыс істейтін барлық коммуникациялардың, май коммуникациясынан басқа, тораптары мен труба құбырлары коммуникацияның осы элементі үшін ең жоғары болуы мүмкін жұмыс қысымының 1,5 есеге асатын немесе олардың қайсысы көп болуына қарай қалыпты жұмыс қысымынан екі есе асатын қысымдағы сынақтарға тап болуға тиіс;
      2) май коммуникацияларының барлық элементтері, арналар мен труба құбырларын қоса алғанда, ең жоғарғы қысымы кем дегенде үш есеге асатын қысымда немесе олардың қайсысы көп болуына қарай 140 кПа (қысымы төмен элементтер үшін) қысымда сыналуға тиіс.
      Егер қысыммен жасалатын сынақ осы элементтерге қатысты талаптарда көзделген болса, талаптары сорғы, сүзгі және т.б. сияқты отын мен май коммуникацияларының осындай элементтеріне жатпайды.
      Ескерту. Мұндай сынаққа қысымдағы статикалық беріктікке технологиялық сынақтан өткен құбыр өткізгіштер ұшырамайды.
      Труба құбырларының тербеліс сипаттамаларын және тербеліс біріктігін анықтау қозғалтқышты сынау кезінде, труба құбырларында қолданыстағы кернеу тензометриялаумен орнатылған жағдайда жүргізіледі және оларды осы үлгі үшін труба құбырларын қосудан алынған шыдамдылық шектерімен салыстыру жүргізіледі.
      Май багі зақымдалмастан, герметикалықты ысырап етпестен және пайдаланудың күтілетін жағдайларында туындауы мүмкін жүктемелердің барлық түрлерінің нысанын өзгертпестен шыдауы тиіс. Бакті сынау бактағы майдың ең жоғары және ең төмен қол жетімді деңгейлері кезінде жүргізілуге тиіс. Толық арматурамен және агрегаттармен, сондай-ақ оны бекіту элементтерімен монтаждалған бактің үлгісі бактағы ең жоғары жұмыс қысымының 125%-ке тең қысымымен тексерілуге тиіс.
 

      778. Қозғалтқыштың жану камерасының жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Жану камерасының жұмысы:
      1) қозғалтқыштың жердегі, ең жоғары ұзақ және шарықтау режимін қоса алғанда, мүмкін болатын жұмыс режимдеріне;
      2) биіктікті алу немесе жинау кезінде ұшу бейінінің барынша тән нүктелердегі режимдеріне;
      3) ұшудың ең жоғары және ең төмен жылдамдықтарының, оның ішінде қозғалтқыштың кіре берісіндегі ең жоғары жылдамдық арыны кезіндегі режимдеріне;
      4) қозғалтқышты іске қосу, оның ішінде авторотациялау жағдайындағы режимдерге;
      5) пайдаланудың ерекше жағдайларына (мысалы, қозғалтқышқа аса ылғалды ауаның түсуі немесе судың, қардың үлкен массасының түсуі кезінде) сәйкес келетін жағдайлар кезінде камералық текшеде тексерілуге тиіс.
      Ескерту. Егер ұшу жағдайларының имитациясымен текшеде немесе термобарокамерада ұшуға, оның ішінде пайдаланудың ерекше жағдайлары бойынша сәйкес келетін жағдайды қайта жасауға мүмкіндік берілмесе, онда текшелік сынақтар оны ұшу сынақтары кезінде тексерулер арқылы толықтырылуға тиіс.
 

      779. Жану камерасының жұмыс қабілеттілігін тексеру қозғалтқыштағы сынақтармен толықтырылуға тиіс, сондай-ақ:
      1) ротордың айналу жиілігінің әртүрлі бастапқы деңгейі және жану камерасы мен жану процесі конструкциясының ерекшеліктерін анықтауға жәрдемдесетін аса үлкен дәрежесін өзгерту қарқыны кезінде;
      2) отынның шекті мүмкін болатын шығысымен, егер шығыс оның жекелеген режимдеріндегі атаулы мәнінен 5%-дан асатын болса;
      3) барлық диапазондардағы ауаның артық коэффициентін және қозғалтқышты пайдалану кезінде болуы мүмкін камерадағы ағыс жылдамдығын мүмкін болатын өзгеріспен толықтырылуға тиіс.
      Ауаның, оның ең жоғары және ең төмен есептік шамаларынан кем дегенде 5% көбейтілген немесе азайтылған артық коэффициенті кезінде тексерулер орындалуға тиіс.
      Жану камерасының жұмыс қабілеттілігін тексеру негізгі және резервтік отындарда жүргізілуге тиіс.
      Егер жану камерасының пайдалану сапасы талаптарға жауап берсе, ал оның сынақтан кейінгі жай-күйі қауіпті зардаптармен істен шығудың көрінісі үшін алғы шарттың жоқтығы туралы куәландырылған болса, сынақтардың нәтижелерін қанағаттандырылған деп есептеген жөн.
 

      780. Қозғалтқыштың май жүйесінің сипаттарын анықтау.
      Май жүйесін сынау мынадай жұмыстарды:
      1) майды айдауды және майға жылу беруді анықтау;
      2) майдың бактан қозғалтқышқа кетуін тексеру;
      3) қол жетімді РП бойынша (май жүйесінің биіктігі) майды қозғалтқышқа берудің және оны қол жетімді қысымдармен және температурамен, оның ішінде бактағы майдың ең төмен және ең жоғары көлемдері кезінде, айдап шығарудың қамтамасыз етілуін тексеру;
      4) май багінің және ондағы ең жоғары ұзақ және алыс ұшуды орындауға арналған май қорының жеткілікті көлемін және шығысының берілген талаптарға сәйкестігін тексеру;
      5) әуе бұрамының қалақтарын флюгирлеу үшін бактағы май қорына қол сұғылмаған қорының жеткіліктілігін анықтау;
      6) маймен және май жүйесімен жуылған қозғалтқыштың бөлшектерін термометриялау;
      7) суфлерден май қалдығы тасталымының болмауын және майдың қозғалтқыштың газды әуе жолына ақпауын тексеру;
      8) майдағы ауаның құрамын (ТВҚ үшін) тексеру;
      9) жүйенің жағымсыз температура жағдайында қозғалтқышты іске қосу кезінде жұмыс қабілеттілігін тексеру;
      10) бакта майдың ең жоғарғы қол жетімді саны кезінде бакты суфлирлеу жұмыс қабілеттілігін тексеру;
      11) май жүйесінің жұмысын белгі беру және бақылау элементтерінің жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Көрсетілген сипаттамалар техникалық құжаттамада берілгендерге сәйкес келетіндігін көрсетілуі тиіс.
      Ескерту. Жүргізуді қарастыруға тиіс текшелік жағдайларда көрсетілген тексерулерді орындау мүмкін болмаған жағдайда, оларды ұшу сынақтары кезінде ұшу зертханаларында жүргізуге жол беріледі.
      Майды айдауды және майға жылу беруді айқындау техникалық құжаттамада келісілген май температуралары кезінде шарықтау, ең жоғары ұзақтық, аралық және аз газ режимдерінде, сондай-ақ майдың ең аз және ең көп кезінде жүргізілуі тиіс.
      Майды айдау және майға жылу беру қозғалтқыштың майдың берілген температурасы мен қысымы кезінде берілген режимге шыққаннан кейін 5 мин-тан соң жүргізілген өлшемдер бойынша анықталуы қажет.
      Майдың май багынан кетуін тексеру:
      1) қозғалтқышты іске қосу кезінде;
      2) соңғы үш сәтсіздік немесе жалған іске қосулар кезінде;
      3) барлық белгіленген режимдердегі жұмыс кезінде және майдың ең төменнен ең жоғарыға дейінгі температурасын өзгерту мен ауыспалы процестер кезінде;
      4) флюгирлік жағдайда әуе қалақтарын енгізу кезінде және одан (ТВҚ үшін) шығу кезінде;
      5) қозғалтқыш роторының ажыратылғаннан кейінгі қашуы кезінде;
      6) қозғалтқышты ажыратқаннан кейін бір тәуліктің ішінде;
      7) қозғалтқышты авторотациялау кезінде;
      8) қозғалтқыш роторының суықтай айналуы кезінде жүргізілуге тиіс.
      Қозғалтқышқа майдың кетуін айқындау үшін сынақтар кезінде бактағы май деңгейі (майдың жылулық кеңеюін ескере отырып):
      1) қозғалтқышты іске қосу кезінде - іске қосқанға дейін және іске қосылғанынан кейін аз газбен 5 мин. жұмысы;
      2) қозғалтқыштың негізгі режимдеріндегі жұмысы кезінде - режимге шығар алдында және шыққаннан кейін режимдегі 5 минут жұмысы;
      3) флюгирлік жағдайдағы әуе бұрамының қалақтарын енгізу кезінде - әуе бұрамының қалақтарын ажыратып тасталған және жұмыс істеп тұрған қозғалтқышқа енгізу алдында және флюгирлік жағдайда пром лопостары енгізілгеннен кейін;
      4) әуе бұрамының қалақтарын флюгирлік жағдайдан шығару кезінде - әуе бұрамының қалақтарын ажыратып тасталған қозғалтқышқа шығару алдында және әуе бұрамының қалақтарын флюгирлік жағдайдан шығарғаннан кейін;
      5) қозғалтқышты ажыратқаннан кейінгі тәулік ішінде әрбір екі сағаттан кейін алғашқы сегіз сағат ішінде және кейінгі 8-10 с. уақыт ішінде өлшенуге тиіс.
      Маймен және май жүйесімен жуылған қозғалтқыш бөлшектерін термометриялау мынадай көлемде жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың белгіленген аз газ ең жоғары ұзақтық, шарықтау режимдеріндегі, сондай-ақ қозғалтқышты оны ажыратып тастау алдында суыту үшін РП көзделген режимдегі жұмысы кезінде:
      майдың ең жоғары температурасы және қозғалтқышқа кіре берістегі ауаның атмосфералық температурасы кезінде;
      пайдалану кезінде майдың, отын мен ауаның ең жоғары мүмкін болатын температуралары кезінде жүргізілуге тиіс.
      Ескерту. Қозғалтқышқа кіреберісте ауаны жылытатын құралдардың болмауы кезінде майды қосымша қыздыруға немесе май жылу айырбастауда оны суытуды шектеуге жол беріледі;
      2) қозғалтқышты ажыратып тастағаннан кейін ажырату сәтінен 3-5 с ішінде:
      қозғалтқышты ажыратып тастау алдында суыту үшін РП көзделген режимімен;
      суытпастан аз газ режимімен;
      суытпастан (шұғыл ажыратып тастау имитациясы үшін) шарықтау және ең жоғары ұзақтық режимімен жүргізілуге тиіс.
      Роторлар тіректерінің май қуыстарының қабырғалары, термометриялауға суфлирленген труба құбырларының қабырғалары мен подшивниктерінің сыртқы сақиналары жатады.
      Бұдан басқа, тіректердің орта және артқы шыға берісінде май температурасы мен суфлерден шыға берістегі ауа температурасы өлшеуге жатады.
      Қозғалтқыш жұмысының өлшемдері қарастырылған термометриялаумен өлшеу:
      сынақтар кезінде - кем дегенде 5 минут ішінде режимдердің әрқайсысы бойынша;
      сынақтар кезінде - ажыратылғаннан кейінгі 1 сағат ішінде үздіксіз, содан кейін 2-3 мин бойынша әрбір 15-30 мин маймен жуылатын бөлшектердің температурасы 50 о С-қа дейін төмендеген сәтке дейін жүргізіледі.
      Сынақтан өткен қозғалтқыш маймен және май жүйелерінің элементтерімен жуылған бөлшектердің конструкциялары мен материалдары бойынша, негізгі деректер бойынша, сондай-ақ май багындағы майдың мөлшері бойынша 150 сағаттық текшелік сынақтарға ұсынылған қозғалтқышқа сәйкес келуге тиіс.
      Санамаланғаннан басқа, мынадай өлшемдер өлшенуге тиіс:
      1) май сүзгішінің сүзгіш элементеріндегі қысымның түсуі;
      2) роторлар тіректерінің май қуыстарындағы ауаның қысымы;
      3) ротор тіректерінің тығыздалған май қуыстарындағы қысымның түсіп кетуі;
      4) жылу айырбастағышқа кіреберістегі және одан шыға берістегі майдың және жылудың температурасы;
      5) май багындағы майдың деңгейі;
      6) суфлирленген жүйедегі ауаның қысымы.
      Май жүйесінің сипаттамаларын айқындау бойынша сынақтар негізгі және резервтік майларда жүргізілуге тиіс.
 

      781. Қозғалтқыштың биіктік-жылдамдық сипаттамаларын айқындау.
      Қозғалтқыштың биіктік-жылдамдық сипаттамалары оның термобарокамерадағы сынақтары кезінде расталуға тиіс. Сынақтар бағдарламасында:
      1) ұшудың есептік жағдайларында дросселдік сипаттаманы алып тастау;
      2) ұшудың күтілетін жағдайларына барынша тән 3-4 дросселдік
сипаттамаларды алып тастау;
      3) қозғалтқыштың агрегаттары жүктемелерінің негізгі деректеріне және компрессордан ауаны іріктеп алудың ұшақтық мұқтаждарға әсерін бағалау;
      4) қозғалтқыштың жердегі статикалық жағдайларда биіктік-жалғастық сипаттамаларын растау бойынша олардың сынақтар жүргізілгенге дейінгі және жүргізілгеннен кейінгі біркелкілігін тексеру үшін бақылау дросселдік сипаттамаларын анықтау көзделуге тиіс.
      Ескерту. Қозғалтқыштың биікті-жылдамдық сипаттамаларын эксперименттік растау мүмкін болмаған жағдайда, термокамерада тексеру ұшу сынақтары кезінде ұшу зертханасында орындалуға тиіс.
 

      782. Қозғалтқыш роторларының подшивниктік тіректерін тексеру.
      Белгіленген режимдерде және ауыспалы процестерде роторлар тіректерінің подшивниктеріне ықпал ететін осьтік күшке өлшеу жүргізілуге және олардың подшивниктің динамикалық жүк көтергіштігіне сәйкестігі бағалануға тиіс.
      Осьтік күшті өлшеу мүмкін болмаған жағдайда, оларды тиісті қысымдарды өлшеу негізіндегі есептік айқындауға жол беріледі.
      Қозғалтқыштың 150-сағаттық сынақтары олардан бөлінетін жылу мен майлауды бұру үшін, қозғалтқыштың ақауы кезінде подшивниктердің жай-күйі бойынша бағаланатын ротордың тірек подшивниктері арқылы майды айдаудың жеткіліктілігі тексерілуге тиіс.
 

      783. Қозғалтқыштың бақылау жарамдылығы деңгейін тексеру. Қозғалтқыштың бақылау жарамдылығы деңгейін тексеру:
      1) тиісті жобалық құжаттаманы талдау жолымен;
      2) қозғалтқышта орнатылған, бақылау құралдарының жұмысы туралы деректерді қамтитын материалдарды талдау жолымен жүргізілуге тиіс.
      Ескерту. Қозғалтқышта орнатылған, бақылау құралдарын тексеру 150-сағаттық текшелік сынақтар бағдарламасында қамтылуға тиіс.
      Бақылау жарамдылық деңгейін тексеру кезінде:
      1) қозғалтқыштың бақылау жарамдылығы бойынша техникалық Құжаттаманың толықтығы;
      2) бақылау үшін өлшемдерді таңдаудың дұрыстығы және қозғалтқыштың тиісті бақылау құралдарымен қамтамасыз етілгендігі;
      3) қозғалтқыштың бақылау жарамдылығын бақылау жөніндегі сындарлы іс-шаралардың тиімділігі;
      4) қозғалтқышқа орналастырған датчиктер мен басқа бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі мен сенімділігі;
      5) жердегі бақылау құралдарының қозғалтқыштағы тиісті бақылау құралдарымен (пайдаланылған түйісу элементтері, кабельдері, тасымалдағыштары және т.б.) бойынша жанасымдылығы бағалануға тиіс.
      Қозғалтқышта орналастырылған бақылау құралдары, егер олар:
      1) қозғалтқыштың пайдаланудағы жұмысын сенімді бақылауды;
      2) олардың туындауы мен дамуының ерте кезеңіндегі ақаулығын анықтауды;
      3) "техникалық жай-күйі бойынша" пайдалануға қажетті қозғалтқыш жүйелерінің жонылған бөлігі мен жұмыс жағдайы туралы ақпарат алуды қамтамасыз етсе, қанағаттанарлық деп танылады.
      Ескерту. Бақылаудың кешенді жүйелерімен жабдықталған ұшақта пайдалануға арналған қозғалтқыштар, бақылау құралдарының қанағаттанғандығын бағалау үшін текшелік аппараттармен сынақтар өткізу кезінде жүргізілуі мүмкін.

118. 150 сағаттық текшелік сынақтар

      784. Қозғалтқыш баяндалған бағдарлама бойынша 150 сағаттық текшелік сынақтардан, оны ұшуға пайдаланудың сенімділігі мен жарамдылығын тексеру үшін жалпы талаптарды орындаумен қанағаттанғандық түрде өтуге тиіс.
      Қозғалтқышта конструкциядағы, реттеу схемасындағы, сипаттамалардағы және қолдану жағдайларындағы, атап айтқанда, жергілікті әуе желілерінің ұшақтарына арналған (ЖӘЖ) ерекшеліктер болған жағдайда, сынақ бағдарламасы өзгеруі мүмкін.
 

      785. 150 сағаттық сынақтар бөлігі болып табылатын мынадай дайындық жұмыстары жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқышты бөлшектеу;
      2) қозғалтқыш бөлшектерін және оның агрегаттарын (дайын бұйым ретінде жеткізілген агрегаттар сынақтар алдында бөлшектенбейді) қарап шығу;
      3) қозғалтқыш бөлшектердің микрометриялық өлшеуді арнайы бақылау және бөлшектердің техникалық құжаттамаға сәйкестігін тексеру;
      4) агрегаттардың жұмыстарын және олардың сипаттамаларын тексеру.
      Ескерту. 150 сағаттық сынақтарға ұсынылған қозғалтқышқа арналған барлық агрегаттар бағдарламада белгіленген көлемде олардың сипаттамаларын айқындау арқылы сыналуы тиіс;
      5) 150 сағаттық сынақтарға арналған қозғалтқышты жинау.
      Сынақ текшелеріне, жабдықтарға және олардың талаптарына ұсынылып отырған бақылау-өлшеу құралдарына сәйкестігін растайтын материалдар ұсынылуы тиіс.
 

      786. 150 сағаттық сынақтар алдында:
      1) қозғалтқыштың (гидротежегіші бар текшедегі ТВҚ үшін) техникалық жағдайларына сәйкес қозғалтқыштың тапсыру және бақылау сынақтары;
      2) қозғалтқыштың іске қосу қасиеттерін пайдаланудың күтілетін жағдайларында қолданылатын немесе оларға энергетикалық сипаттамалары бойынша тең қоректену көздерімен және басқа да қоректендіру көздерінің қуатымен іске қосу құрылғыларынан екі-үш қалыпты іске қосуды бақылап тексеру;
      3) қозғалтқыштың дроссельдік сипаттамаларын айқындау өткізілуі тиіс.
 

      787. Қозғалтқыштың сипаттамаларын айқындау кезінде және 150 сағаттық сынақтар процесінде қозғалтқыштың негізгі деректері мен өлшемдерін өлшеу мынадай талаптарды сақтау арқылы жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың негізгі деректері мен өлшемдері оның конструкциясына кіретін штуцерлерді, датчиктерді және т.б. пайдаланып, өлшенуге тиіс;
      2) қозғалтқыштың сипаттамаларын айқындау кезінде ұшақ агрегаттарын жүктемелеу мен ұшақ пен қозғалтқыштың жүйелері үшін ауаны іріктеп алу, егер бұл сынақтың арнайы мақсаты болып табылмаса өткізу қажет емес;
      3) қозғалтқыштың негізгі деректері мен өлшемдерін өзгерту сипаттамалары жердегі аз газдан шарықтауға дейінгі режимдердің диапазонында бағалануға тиіс.
      Қозғалтқышты берілген режимде ұстау уақыты барлық бақыланатын өлшемдердің тұрақты сипатын қамтамасыз ететін уақыттан кем болмауға тиіс. Осы уақыттың шамасы эксперименттік жолмен бағаланады және техникалық құжаттамаға енгізіледі.
      Сипаттамадағы айналу жиілігі кеміген жағдайда, кем дегенде жеті нүкте, айналу жиілігі өскен жағдайда - бес нүкте алынуға тиіс.
 

      788. 150 сағаттық сынақтарды бастау алдында және олар аяқталғаннан кейін:
      1) техникалық құжаттамада берілген режимдерде және майдың берілген температурасы кезінде май айдауды өлшеу және майға жылу беруді айқындау. Қозғалтқышта отынмай жылу айырбастаушы болған жағдайда, жылу айырбастағыштың текшелік жүйесіне қосуға рұқсат етіледі;
      2) қозғалтқыштың аз газды режиміндегі уақыттың осы режимі үшін техникалық құжаттамада ең жоғары мәлімделген уақыт ішінде үздіксіз жұмысын бақылап тексеру;
      3) қозғалтқыштағы (6.4.6) авариялық қорғау, белгілі беру және диагностикалық құрылғылар жүйелерінің жұмыс істеу дайындығын тексеру;
      4) жұмыс істеп тұрған ТВҚ-ның автоматтық және қолмен флюгирлеу жүйелерін әрбір жүйеден флюгирлік жағдайға әуе бұрамын үш мәрте енгізу жолымен тексеру орындалуға тиіс.
 

      789. Егер сипаттамаларды айқындау кезінде қозғалтқышқа кіреберістегі ауа температурасы 15 о С-қа тең және одан кем болған жағдайда, онда ең жоғары өлшенген айналу жиілігі қабылданған қозғалтқышты реттеу заңына сәйкес ең жоғары айналу жиілігіне қарағанда кем болмауға тиіс.
      Егер сипаттамаларды айқындау кезінде қозғалтқышқа кіреберістегі ауаның температурасы 15 о С-тан жоғары болса, онда ең жоғары өлшенген айналу жиілігі

                                 ______
                       n eci = n 0 V T*AO ,
                                 288,15

      тең болуға тиіс.
      мұндағы»n о - t * АО =15 о С ең жоғары режимі кезіндегі айналу жиілігі;
      Т * АО - қозғалтқышқа (К) кіре берістегі ауаның өлшенген температурасы.
      Егер осы формула бойынша анықталған ең жоғары өлшенген айналу жиілігі қозғалтқыштың беріктік талаптары бойынша жол бермеу, онда оның шамасының сипаттамаларын алу кезінде ең жоғары жол берілген айналу жиілігінен кем болмауға тиіс.
      Сипаттамаларды айқындау кезінде өлшенген айналу жиілігінің ең жоғары жол берілген мәніне жету үшін айналу жиілігінің реттегішін жолға қоюды өзгертуге рұқсат етіледі.
 

      790. Тежегіш құрылғысы бар текшеде тұрақты айналу жиілігі жағдайында ТВҚ сипаттамасын айқындау кезінде, тұрақты айналу жиілігі кезінде сипаттама тежегіш қуаты отын шығысына тәуелді түрде алынады.
 

      791. 150 сағаттық сынақтар 6.2-кестенің деректеріне сәйкес жалпы ұзақтық режимдерінен тұруға тиіс.
 

      792. 150 сағаттық сынақтар алты сағаттық кезеңдердің 25-інде өткізілуге тиіс. Әрбір кезең (өз кезегімен 1-ден бастап 25-ке дейін нөмірленген) әдеттегідей, өткізілуге және 6.3-кестесінде көрсетілген бөліктерден тұруға тиіс.
      Ескерту. Тұрақты айналу жиілігі кезінде жұмыс істейтін қозғалтқыш үшін, 150 сағаттық сынақтардың 4-кезеңінің бөлігінде тартқыш (қуат) сатылы өзгеруі мүмкін.
 

      793. ТВҚ үлгісі мен конструкциясы әуе бұрамына сәйкес келетін, олар пайдаланылатын әуе бұрамымен бірге 150 сағаттық сынақтардан өтуге тиіс.

                                                           13-кесте

Жұмыс режимі

Сағат-мин
істелген
жұмыс,
сынамалар саны

Шарықтау

18-45

Ең жоғарғы ұзақ

45-00

Жердегі аз газбен ең жоғарғы ұзақ
режимінің арасындағы аз газ режимімен
ең көп ұзақ режимінің арасындағы
аралықтар айналу жиілігі бойынша
мөлшермен бірдей белгіленген режимдер
жұмысы 15-тен кем емес

62-30

Ауыспалы процестер (қолайлылық, газ
тастандысы және басқа) мен жердегі аз
газ

23-45

Қолайлылық сынамасы

300

Іске қосу сынамасы

100

Кері қозғалатын тартым сынамасы

200

                                                           14-кесте


Бөлік сағат-мин
кезең бөлігінің
ұзақтығы

Жұмыс жағдайлары

1

1-00

Алты 10 минуттік циклдер, оның
әрқайсысы:
а) қолайлылықты немесе ұшуы аз
газды тексеру режимінің
қолайлылық сынамасынан;
б) шарықтау режиміндегі 5
минуттық жұмыстан;
в) газды жердегі аз газ
режиміне дейін тастаудан
тұрады;
г) қалған уақыты жердегі аз
газ немесе ұшудың аз газы
(таңдау бойынша) режимдерінде
жұмыспен өтеледі.

2

0-30

1, 3, 4, 6, 8, 9, 11, 13, 14,
16, 18, 19, 21, 23 және 24
кезеңдерде - ең жоғары ұзақ
режим; 2, 5, 7, 10, 12, 15,
17, 20, 22 және 25 кезеңдерде
- шарықтау режимі.

3

1-30

Ең жоғары ұзақ режим.

4

2-30

Жердегі аз газбен ең жоғарғы
ұзақ режимінің арасындағы аз
газ режимімен ең көп ұзақ
режимінің арасындағы аралықтар
айналу жиілігі бойынша
мөлшермен бірдей белгіленген
режимдер жұмысы 15-тен кем
емес.

5

0-30

Алты 5-минуттық циклдер,
олардың әрқайсысы:
а) жердегі, аз газ режимінің
қолайлы сынамынан;
б) шарықтау режиміндегі 30
жұмыстан;
в) газдың жердегі аз газ
режимінен режиміне дейін
тасталудан тұрады;
г) қалған уақыт жердегі аз газ
режимінде жұмыспен өтеледі.

      794. 150 сағаттық сынақтар процесінде өлшемдерді өлшеу:
      1) ұзақтығы 10 минуттан кем режимдер үшін - осы режимдегі соңғы 2 минуттық жұмысты бір өлшеу;
      2) ұзақтығы 10 минуттан астам режимдер үшін - бірінші өлшеу осы режимдегі қозғалтқыш жұмысын 8-10 мин арқылы орындау, ал қалған өлшемдер - режим соңында немесе осы режимдегі қозғалтқыш жұмысының әрбір 15 минуты сайын жүргізілуге тиіс.
 

      795. Егер кезеңдердің кез келген жұмыспен өтеу уақытында қозғалтқыш тоқтатылады, онда осы кезең, егер бұл қажет деп танылса, қайталануға тиіс.
      Ескерту. Егер қозғалтқышты тоқтатқанда, ұшақ агрегатының немесе текшелік жабдықтың істен шығуын тудырса, онда үзілген кезең істен шығу жойылғаннан кейін ұзартылуы мүмкін.
 

      796. Ауыспалы. 1 процестер кезінде (газдың мүмкіндігі мен тасталуы) қозғалтқыш жұмысын тексеру.
      Қозғалтқыш жұмысы:
      1) жердегі аз газ режимінен шарықтау режиміне дейін газ тастандысын айдау кезінде;
      2) мүмкін тексеріс режимінен немесе ұшудағы аз газдан шарықтау режиміне және газ тастандысына дейін екпіндеу кезінде тексерілуге тиіс.
      Мүмкіндікті тиісті мүмкіндігі тексерілетін режимінің ережесінен РУД ауыстыруды бастау сәтінен қозғалтқыштың шарықтау тартқыштың (қуатының) 95% сәйкес келетін айналу жиілігіне жету сәтіне дейінгі уақыт аралығы ретінде анықтаған жөн.
      Мүмкіндікті және газ тастандысын тексеруді орындау кезіндегі РУД-ы бір соңғы жағдайдан екіншісіне бір секундтан аспайтын мерзім ішінде орнын ауыстыруға тиіс. ТВҚ үшін мүмкіндікті РУД-ты бастапқы режимінен шарықтау қуатының 95% сәйкес келетін отын қысымының шамасына жеткен сәтке дейінгі уақыт аралығы ретінде анықталады.
      ТРД-та газ жинаудың ұзақтығын РУД жылжыта бастаған сәттен шарықтау режиміне сәйкес келетін жағдайдан жердегі аз газ режимінде тартымды 10% арттыратын тартымға қол жеткізген сәтке дейінгі аралық уақыт ретінде айқындаған жөн.
      Кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталған қозғалтқыштарда кері қимылдайтын тартым кезінде мүмкіндігі тексерілуге тиіс. Бұл үшін:
      1) жердегі аз газ режимінде (немесе соған жақын режимде) жұмыс істейтін қозғалтқыштың РУД кері қимылдайтын құрылғыны кері қимылдайтын тартым жағдайына қайта салу белгісін алғаннан кейін дереу тиісті ең жоғары кері қимылдайтын тартым жағдайына бір минуттан аспайтын мерзім ішінде жүргізген жөн. РУД араластыра бастаған сәттен ең жоғары 95% кері қимылдайтын тартымға қол жеткізген сәтке дейінгі уақыт аралығы техникалық құжаттамада көрсетілген мәннен аспауға тиіс;
      2) белгіленген шарықтау режимінен кері қимылдайтын құрылғыны қозғалтқыш ең жоғарғы кері қимылдайтын тартым режиміне қосқан және ауыстырған жөн.
      Кері қимылдайтын құрылғыны бір соңғы жағдайдан екіншісіне қайта салудың ұзақтығы техникалық құжаттамада көрсетілген уақытқа сәйкес келуге тиіс.
      Қабылдағыш сынамасы немесе газ тастандысы алдында қозғалтқыш тиісті бастапқы режимде айналу жиілігі мен газ температурасының тұрақты мәнін алғанға дейін шыдауы тиіс.
      Қабылдағыштығын және газдың тасталуын тексеру кезінде мыналарды:
      1) қабылдағыш уақытын немесе газдың тасталуын;
      2) газ температурасы екпін барысындағы регламенттелген мәндерін арттыру шамасын немесе газдың тасталуы кезінде турбокомпрессордың (еркін турбинаның) роторы айналу жиілігінің сәтсіздігінің шамасын тіркеген жөн.
      Айналу жиілігін, кері қимылдайтын құрылғының жағдайы мен газ температурасын өлшейтін құралдардың көрсеткіш мүмкіндігі сынаманың алдындағы бастапқы режимде және қабылдағышты тікелей орындағаннан кейін қозғалтқыштың ең жоғары айналу жиілігі кезінде тіркелуге тиіс.
      150 сағаттық сынақтар ішінде аз газды жер режимінен қабылдағыш 150 сынама және мүмкіндігін тексеру немесе ұшудың аз газды режимінен мүмкіндіктің 150 сынамасы жүргізілуге тиіс. Егер 6.3-кестенің 1-бөлігінде көзделген мүмкіндік сынамасы аз газды ұшу режимінен өткізілсе, онда регламенттелген мүмкіндік сынамдардың саны 105 сағаттық сынақтар бағдарламасында қосымша белгіленуге тиіс.
      Ауа мен қуат алудың регламенттелген мүмкіндігін тексеру кезінде ол қозғалтқыштың мұқтажы үшін ғана жүргізілуге тиіс. Қабылдағыш сынамдарынан кейін дроссельдеу немесе берілген режимдерге өту кезінде газды тастандысының орындалуы мүмкін. Қабылдағышты және газдың тасталуын тексерген кезде қозғалтқыш жұмысының (қалқымалы, үзікті, алаулы және т.б.) сипатын атап өту қажет.
      Қозғалтқышта ауаны (газды) іріктеп алу болған жағдайда, мұндай іріктеудің мүмкіндігінің әсері іріктеп алудың ең жоғары шамасы кезінде, сондай-ақ ұшақты пайдалану кезінде қажетті болатын іріктеп алудың әртүрлі шамалары кезінде анықталуға тиіс.
      Ескерту. 1. Іріктеп алудың әсері сынақтардың бірінші кезеңінің басталар алдында және соңғы кезеңнің аяғында анықталуға тиіс.
      2. Ең жоғары іріктеп алудың әсері 150 сағаттық сынақтарға ұсынылатын қозғалтқышта белгіленуге тиіс. Іріктеп алудың басқа шамаларының әсері қозғалтқыштың басқа даналарында анықталуы мүмкін.
      3. Ауаны (газды) ең жоғары іріктеп алу және қозғалтқышқа кіре берістегі майдың ең төмен температурасы кезінде 10 мүмкіндік орындалуға тиіс.
 

      797. Ағаттық сынақтар ішінде қозғалтқышты 100, олардың 25-сі суықтай, 10 ыстықтай және 10 жалған іске қосу орындалуы қажет. Іске қосулар кезеңдер арасында мөлшермен теңдей арақашықтықтар арқылы, сондай-ақ 150 сағаттық сынақтар басталар алдында және аяқталғаннан кейін жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыштың аз газды жер режиміне шығу уақыты тіркелуге тиіс.
 

      798. 150 сағаттық сынақтардың барлық кезеңдері мәлімделген қысымға сәйкес келетін майдың қысымы кезінде өткізілуге тиіс. Бір кезең (мысалы, 22) мәлімделген ең жоғары ұзақтық режимінде қозғалтқышқа кіреберістегі майдың ең төмен қысымы кезінде орындалуға тиіс.
 

      799. Ықтау және ең жоғары ұзақтық режимдеріндегі қозғалтқыштың 150-сағаттық сынақтардың барлық кезеңдеріндегі істеген жұмысы осы режимдерге арналған техникалық құжаттамада көзделген ең жоғары енетін майдың температуралары кезінде, егер өзгедей келісім болмаса, жүзеге асырылуға тиіс. Майдың ең жоғары температурасына жету және ұстап тұру әдістері сынақтардың бағдарламасында көрсетілуге тиіс.
 

      800. 150 сағаттық сынақтар алдына әрбір 50 сағаттық сынақтар арқылы және олар аяқталғаннан кейін, сондай-ақ сынақ барысында майды жаңасына ауыстыру жағдайында оның физикалық-химиялық көрсеткіштерін бағалау үшін май жүйесінен майдың толық талдауы жүргізілуге тиіс. Ішінара талдау үшін (тетіктік қоспалар құрамын және ылғалдылықты, тұтану температурасын), сондай-ақ металдар құрамын талдау үшін майдың сынамаларын іріктеп алу сынақтардың әрбір 20-25 сағаты арқылы жүргізілуге тиіс.
      Отынды толық талдау оның физикалық-химиялық көрсеткіштерін бағалау үшін 150-сағаттық сынақтар алдында, сынақтардың 100 сағат арқылы және олар аяқталғаннан кейін, сондай-ақ сынақтар барысында отынның жаңа партиясы түскен жағдайда, өткізілуге тиіс.
 

      801. Іріктеп алынған ауасы бар қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру жөніндегі сынақтар.
      Қозғалтқыштың сипатын алдын ала анықтау кезінде (150 сағаттық сынақтар басталғанға дейін) әрбір жеке қосылған іріктеу кезіндегі сипаттамасы және ауаның (газдың) барлық қосылған іріктеулері сипаттамасының біреуі алынуға тиіс.
      Ескерту. Осы сипаттамаларды қозғалтқыштың басқа данасында анықтауға рұқсат етіледі.
 

      802. Ауа ұшақтың және қозғалтқыштың мұқтажына іріктеп алынған қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру мыналарды ескере отырып, жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың ПОС 150-сағаттық сынақтардың барлық ұзақтығының кем дегенде 25%-ы ішінде, олардың 2-3%-ы - шарықтау режиміне, 8-9%-ы - ең жоғары ұзақтығы режиміне, П-12%-ы - аралық режимдерге және 2-4%-ы - газы аз режимге қосылуға тиіс. Уақыттың осындай кезеңдерінің ішінде ұшақтың ПОС үшін, шарықтау режимінен басқа, егер ұшақ ПОС үшін ауаны іріктеп алу осы режимде жүргізілмесе, ауаны іріктеп алу жүргізілуге тиіс;
      2) 3, 7, 9, 13, 17, 19 және 23 кезеңдердегі істелген жұмыс іріктеп алу көзделген жұмыс режимдеріндегі ауаны іріктеп алудың қосылған құрылғыларымен орындалуға тиіс.
 

      803. Ұшақтың ПОС үшін және басқа ұшақтың мұқтаждары үшін компрессордан іріктеп алынған ауаның саны ең жоғары ұзақтық режимінде реттелуге тиіс. Егер сынақтар бағдарламасында өзгеше белгіленбесе, онда басқа режимдерде ауаның шығысын реттеу жүргізілмеуі мүмкін. Дроссельденген шайба арқылы ұшақ жүйелері үшін ауаны іріктеп алу штуцері атмосферадан хабарлануға тиіс.
 

      804. Ауаны іріктеп алу агрегаттарының жұмыс істеуін тексеруді 150-сағаттық сынақтардың 3, 7, 9, 13, 17, 19 және 23-кезеңдерінің аяғында жүргізген жөн. Сонымен бірге, қозғалтқыш роторының (роторларының) айналу жиілігі, қажет болған жағдайда, іріктеп алуды қосқан кезде газдың ең жоғары температурасын оның рұқсат етілген мәнінен тыс арттыруды болдырмайтындай төмендеуі мүмкін.
 

      805. Ұшақ кабиналарын үрлеуге арналған ауаны іріктеп алу қозғалтқыштың барлық 150 сағаттық сынақтары ішінде жүргізілуге тиіс.
 

      806. Компрессордан ұшақ кабиналарын үрлеуге және желдетуге арналған кондиционерлеу жүйесіне іріктеп алынған ауаны талдау 150-сағаттық сынақтардың басында және 7, 13, 17 және 25 кезеңдердің аяғында жүргізілуге тиіс. Талдау нәтижелері ауаның пайдалануға жарамдылығын растауға тиісті.
 

      807. Суыту сұйықтығын бүрку кезінде қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша сынау.
      Шарықтау режиміндегі суыту сұйықтығын бүрку көзделген қозғалтқыштың 150 сағаттық сынақтар бағдарламасына өзгерістер енгізілуге тиіс. Егер шарықтау режиміндегі суыту сұйықтығын пайдалану тәсілінің көрсетілгеннен айырмашылығы бар болса, онда тиісті өзгерісті сынақтар бағдарламасына енгізу қажет.
      Ескерту. Сипатты анықтау кіре берістегі қажетті ауа температуралары болмаған жағдайда және суыту сұйықтығын бүрку сынағы 150 сағаттық сынақтарға ұсынылған басқа сондай қозғалтқышта жүргізілуі мүмкін. Мұндай жағдайда 150 сағаттық сынақтан өткен қозғалтқышта суыту сұйықтығын бүрку арқылы сынақтарға дейін және кейін негізгі деректерді ғана анықтаған жөн.
      Атмосфералық ауаның жоғары температурасы кезінде қозғалтқыштың шарықтау деректерін сақтау мақсатында шарықтау режиміндегі суытатын сұйықтықты бүрікпестен айналу жиілігінен немесе газ температурасынан көп ротордың айналу жиілігінің мәндері немесе турбина алдындағы газдың температурасы кезінде жүргізілуге тиіс.
      150-сағаттық сынақтар бағдарламасына мынадай өзгерістер енгізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың сипаттамаларын анықтау жөнінде 150-сағаттық сынақтарға дейін және кейін сынау қозғалтқышқа кіреберістегі ауаның температурасы (3.1.11) теңіз деңгейінің аса жоғары температурасына тең жағдайда, суытатын сұйықтықты бүркуді қолдану көзделетін жағдайда, суытатын сұйықтықты бүрку сипаттамаларын анықтаумен толықтырылуы тиіс;
      2) 2, 8, 12, 18 және 22-кезеңдердің бірінші бөлігінде шарықтау режиміндегі қозғалтқыш жұмысының 5 минуттық кезеңдері ішінде суытатын сұйықтықтың ең жоғары санын бүріккен, қажет болған жағдайда, ең жоғары шарықтау тартымының (қуатының) артуын болдырмайтындай шамаға дейін отын шығысын шектеген жөн;
      3) 4, 9, 14, 19 және 24-кезеңдерінің бірінші бөлігіндегі суытатын сұйықтық бүркілген сынақты қозғалтқыштың кіре берісіндегі ауаның температурасы теңіз деңгейінің ең жоғары температурасына тең жағдайда өткізген жөн, шарықтау режиміндегі қозғалтқыш жұмысының 5 минуттық кезеңінде суытатын сұйықтықты бүркуді қолдану көзделетін жағдайда, турбина алдындағы газ температурасының ең жоғары мәні кезінде суытатын сұйықтықты бүркумен орындалуға тиіс.
      Істелген жұмыстың осы кезеңіндегі ТВҚ үшін 150 сағаттық сынақтарға дейін немесе аяқталғаннан кейін тежегіш құрылғымен текшеде орындалуы мүмкін. Мұндай жағдайда, редуктордың таяныш подшивнигінің тиісті дәрежедегі жүктемесін қамтамасыз ету үшін әуе бұрамына сәйкес келетін шарықтау режиміне қосымша 2,5 сағаттық сынақ жүргізілуге тиіс. Осы сынақ 150-сағаттық сынақтар кезеңінің (6.3-кесте) үшінші бөлігінде немесе басқа қозғалтқышта көзделген, егер оған сол редуктор орнатылған болса, сынақпен бірге жүргізілуі мүмкін.
      Редуктордың тірек подшивнигінің жұмыс қабілеттілігін бағалау қамтылмаған сынақтар жағдайында 2,5-сағаттық қосымша сынақ жүргізілмеуі мүмкін.
      Егер РП шарықтау тартымын (қуатын) үдету мақсатында СА жағдайларында суытатын сұйықтықты бүркуді көздесе, онда 150 сағаттық сынақтар бағдарламасына мынадай өзгерістер енгізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың сипаттамасын айқындау 150-сағаттық сынақтарға дейін және одан кейін суытатын сұйықтықты бүркумен оның сипаттамаларын анықтаумен толықтырылуға тиіс;
      2) 150 сағаттық сынақтардың әрбір кезеңінің бірінші бөлігі шарықтау режимінде және бағдарламамен белгіленген мүмкіндік сынамаларында суытатын сұйықтықты бүркумен жүргізілуге тиіс.
 

      808. Кері қимылдайтын құрылғылы қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін тексеру бойынша сынау.
      Кері қимылдайтын құрылғылы қозғалтқышты 150-сағаттық сынақтарға дайындау жүргізілуге тиіс. 150-сағаттық сынақтар басталғанға дейін кері қимылдайтын құрылғы қолдану көзделген қозғалтқыштың пайдалану режимдері саласындағы кері қимылдайтын тартымы бар қозғалтқыштың сипаттамасы анықталуға тиіс.
      Қабылданған басқару жүйесі бар кері қимылдайтын құрылғы 150 сағаттық сынақтардың барлық кезеңдері ішінде қозғалтқышқа орнатылуға тиіс.
      Кері қимылдайтын құрылғыны 150 сағаттық сынақтар ішінде кері қимылдайтын тартым режиміне шығумен қосудың және кері қимылдайтын құрылғыны ажыратып тастаудың 200 циклі орындалуға тиіс, оның ішінде:
      1) шарықтаудан ең жоғары кері қимылға дейінгі өзгеріспен 25 цикл;
      2) қозғалтқыш айналуының әртүрлі ондаған жиіліктері кезіндегі режимдерден ең жоғары кері қимылдайтын тартымға шығумен, мөлшермен аз газдан шарықтау режиміне дейінгі диапазонында бір-біріне тең тұратын 10 цикл;
      3) тікелей тартым кезінде белгіленген аз газдан ең жоғары кері қимылдайтын тартым режиміне дейін белгіленген мерзім ішінде мәлімделген ең жоғары кері қимылдайтын тартымның әрбір циклында қолдау арқылы қозғалтқыш жұмысының режимдерін өзгертумен 165 цикл орындалуға тиіс.
      Сынақ не сынақтар режимін 6 сағаттық кезеңдерге қайта бөлуге сәйкес келетін, не жекелеген кезеңдер алдындағы немесе олардан кейін қозғалтқыштың қосымша жұмысы кезінде орындалуы мүмкін. Сынақ мүмкіндікті тексеру бойынша сынақтармен, бірақ тікелей тартымы бар газы аз режимдегі қозғалтқыштың үзіліссіз жұмысының ұзақтығын қамтамасыз ету жағдайы кезінде бір цикл үшін кем дегенде 2 минут ішінде біріктірілуі мүмкін.
      Қозғалтқыш жұмысының ұзақтығы 150-сағаттық сынақтар бағдарламасы бойынша тікелей тартым кезінде кері қимылдау тартымы жағдайында ұқсас өзге де жағдайларда сынаққа жұмсалған уақыттың жиынтықты шамасына, бірақ қозғалтқыштың шарықтау және ең жоғары ұзақтық режимдеріндегі істелген жұмыстың ұзақтығын кеміту есебінен тыс кемітілуі мүмкін.
      Қозғалтқыштың ең жоғары кері қимылдау тартымы режиміндегі үздіксіз жұмысының ұзақтығы, егер өзгеше келісілмесе, кем дегенде 1 минутты құрауға тиіс.
      Тағайындауға байланысты және пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қозғалтқыштың кері қимылдау құрылғысын қолдану саласында 150 сағаттық сынақтар бағдарламасына қосымша тексерулер енгізілуі мүмкін.
 

      809. ТВҚ-ның әуе бұрамымен бірге жұмыс қабілеттілігін тексеру жөніндегі сынақтар.
      150 сағаттық сынақтар барысында немесе олар аяқталғаннан кейін орындалатын әуе бұрамымен бірге ТВҚ-ны сынаудың ең жоғары көлемі, олар мыналарды қамтуға тиіс:
      1) ТВҚ-ны газы аз жер режимінен шарықтау және кері режиміне ауыстыру кезінде әуе бұрамының қалақтар қадамының 50 өзгерісін қамтуға тиіс. Бұрам қалақтарының аралық тірек режимін көбейткен кезде, мыналарды қамтуға тиіс;
      2) аралық тіректегі әуе бұрамының қалақтарын 100 ауыстыру (осы сынақтар ТВҚ-ны газы аз жер режиміне ауыстыру кезіндегі сынақтармен біріктірілуі мүмкін);
      3) флюгерлік жағдайдағы ауа бұрамы қалақтарының (оның ішінде шарықтау режимінен кем дегенде 5-еуі) 10-ын енгізу;
      4) әуе бұрамы қалақтарының кері қимылдайтын тартымы жағдайында және кері 200 енгізулер.
      Әуе бұрамының тежегіш тетігінің (тұрақтық тежегішінің) жұмыс қабілеттілігі 150 сағаттық сынақтар барысында әуе бұрамының белгіленген айналу жиіліктері кезінде осы тетікті 100 қосуды орындау жолымен тексерілуге тиіс.
 

      810. Ұшаққа қызмет ететін агрегаттарға және қозғалтқышта орнатылған басқа тетіктері мен аппаратура жетектерінің жұмыс қабілеттілігі тексеру мынадай түрде жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқышқа орнатылған барлық ұшақтық агрегаттарды 150 сағаттық сынақтар барысында олардың жүктемелерінің кестелеріне сәйкес жүктемемен, сондай-ақ пайдаланудың күтілетін жағдайларда ауаны іріктеп алу көзделген жағдайда, жұмыс істеуге тиіс;
      2) компрессор аппараттарын бағыттайтын қалақтардың айналу тетігінің, сондай-ақ ауаны қайта шығару құрылғыларының (клапандарының, таспалар мен басқалардың) жұмыс қабілеттілігі тексерілуге тиіс 150 сағаттық сынақтар уақыты ішінде соларға тән режимдерде осы тетіктер мен құрылғылардың әрқайсысына кемінде 100 қайта қосулар жүргізілуге тиіс.
      Егер қозғалтқыш компрессоры автоматты тетіктермен және ауаны қайта жіберудің басқа тетіктерімен айналу қалақтарын, клапандарды, таспалар мен басқа тетіктерді басқару құрылғыларымен жабдықталған болса, онда осы тетіктерді немесе құрылғыларды олардың жұмыс қабілеттілігін тексеру үшін арнайы қайта қосу талап етілмейді;
      3) әуе бұрамының қалақтарын автоматты флюгирлеу жүйесінің датчик тетігінің жұмыс қабілеттілігін 200 қосулар жолымен, олардың 20 қосуы - бұрам қалақтарын флюгерлік жағдайға қосыммен және 180 қосуды қалақтарды флюгерлік жағдайға қоспастан, тексерілуге тиіс.
 

      811. Қозғалтқышқа және оның агрегаттарына 150 сағаттық сынақтар барысында қызмет көрсету РО-ға сәйкес жүргізілуге тиіс. РО көзделген регламенттік жұмыстар борттық жиынтыққа кіретін құралдармен ғана жүргізілуге тиіс.
      Ескерту. Борттық құрылыс жиынтығының және қосалқы бөлшектердің даралық жиынтығының қанағаттанарлығы мен жеткіліктілігін түпкілікті бағалау ұшақтағы қозғалтқышты пайдалану сынақтарының негізінде жүргізілуге тиіс.
 

      812. 150 сағаттық сынақтар аяқталғаннан кейін мынадай жұмыстар жүргізілуге тиіс:
      1) қозғалтқыштың дроссельдік сипаттарын қайталап анықтау және оның негізгі өлшемдерін өлшеу;
      2) қозғалтқышты текшеден алу және қозғалтқыш пен оның агрегаттарын сырттай қарап шығу;
      3) агрегаттарды қозғалтқыштан алу, олардың сипаттамаларын тексеру және бөлшектеу;
      4) әуе бұрамы мен айналу жиілігін реттегішті бөлшектеу және ақаулылығын тексеру;
      5) қозғалтқыштың тозуын, крипін, деформациясын, тартылуын және т.б. анықтау мақсатында ақаулығын табу және бөлшектерді микрометриялық өлшеу мен бөлшектеу. Бөлшек ақауларының ведомостарын жасау;
      6) бақылау-өлшеу аппаратуралары мен құралдарының баламалылығын бақылап тексеру;
      7) 150 сағаттық сынақтар нәтижелері бойынша материалдарды өңдеу және акт жасау.

119. Қозғалтқыш ресурстарын белгілеу бойынша сынақ

      813. Бастапқы тағайындалған ресурсты белгілеу жөніндегі сынақтар.
      Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсын белгілеу үшін қозғалтқыштың тораптары мен негізгі бөлшектерінің және тұтастай қозғалтқыштың баламалы-циклдық сынақтары (БЦС) жүргізіледі.
      Тораптар мен бөлшектерді сынау, негізінен, толық көлемді қозғалтқыш жүйесінде жүргізіледі. Осындай жағдайда олар тұтастай қозғалтқыштың баламалы-циклдық сынақтарымен үйлесуі мүмкін. Толық көлемдегі қозғалтқыштың жұмыс талаптарына сәйкес келетін аз циклді көнеруі бойынша жүктемені сақтау жағдайлары кезінде автономды қондырғылардағы қозғалтқыштың жекелеген тораптары мен бөлшектеріне сынақ жүргізуге рұқсат етіледі.
      Баламалы-циклдық сынақтар сынақтық циклдарды көп рет орындау жолымен жүргізілуге тиіс. Баламалы-циклдық сынақтарға арналған сынақтық цикл ұшу циклының негізінде қалыптастырылуға тиіс, олар мынадай талаптарды ескеруге тиіс:
      1) сынақ циклында барынша жүктемеленген режимдердегі істелген жұмыстың жиынтықты уақыты қозғалтқыштың ыстық бөлігінің барынша жүктемеленген бөлшегінің ұшу циклындағы істелген жұмыс уақытының ұзақ беріктігі бойынша баламалы болуға тиіс;
      2) ауыспалы процестердің саны ұшу циклындағы олардың санына тең болуға тиіс;
      3) қозғалтқыштың динамикалық беріктігін растау үшін айналу жиілігінің жұмыс саласы бірнеше дипазондарға бөлінеді және әрбір диапазонда ұшу циклында істелген жұмыс кем дегенде 1 сағатқа 1 мин есебінен істелген жұмыс қамтамасыз етіледі.
      Осындай істелген жұмыс жердегі аз газдың айналу жиілігі кезінде жүргізіледі.
      Жоғарыда көрсетілген сынақтар бірлесіп жүргізілуі мүмкін. Азкернеулі ұзақ стационарлық режимдердегі және оларды барынша жүктемеленген режимдерге баламалы жолмен келтірудің ауыспалы процестерінің бөлігіндегі істелген жұмыстың (тиісті ұзақ беріктігі мен аз циклды көнеру бойынша) ерекшелігіне жол беріледі.
      Жеткілікті техникалық негіздер болған жағдайда, осы қозғалтқыш үшін дағдарысты аз циклды көнеру және ұзақ беріктік бойынша жекелеген бөлшектердің сынақ циклына өзгерістер енгізілуі мүмкін.
      Қозғалтқыштың бөлшектеріне баламалы-циклдық сынақтар жүргізу кезінде оларды қарап шығуға, орындалуы түпкілікті жөндеулер кезінде көзделген ақаулар табылған қозғалтқышты ішінара немесе толық бөлшектеуге рұқсат етіледі. Қарап шығудың саны, олардың арасындағы уақыт сияқты регламенттелмейді. Бөлшектердің барлық айырбасы, олардың сағаттардағы және сынақ циклдарындағы істелген жұмысы (жалпы және режимдер бойынша) сынақтар бойынша есепте тіркелуге тиіс.
      Қозғалтқыштың N и тораптары мен бөлшектерінің эксперименттік тексерілген ұзақ тұрақтылығы іс жүзінде өткізілген баламалы-циклдық сынақтардың оң нәтижелері шегіндегі сағаттарда және сынақ циклдарында істелген жұмыс бойынша белгіленеді.
      Бастапқы тағайындалған ресурстардың N и тораптары мен негізгі бөлшектері үшін ұшу циклдарында мынадай формула бойынша анықталады
      N i = N e $
            ----
            n e'

      мұндағы
      $ - ұзақ беріктік әсері ескерілген аз циклды көнеруден осы бөлшектердің немесе тораптардың зақымдарының жинақталуы бойынша сынақтық ұшу циклдарына сәйкес келу коэффициенті;
      n и - бөлшектердің немесе тораптардың»n и сыналған даналардың арасынан қабылданатын ұзақ тұрақтылығы бойынша қордың коэффициенті:
      n и =1-n и =3,0;
      n и =2-n и =2,5;
      n и > 3-n и =2,0;
      Қор экспериментті тексерілген ұзақ тұрақтылықтың N и ең көп мәніне қатысы бойынша алынады.
      Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсы (сағаттар мен циклдарда) бір қозғалтқыштың 1,2 сынақтар циклдарының саны бойынша қоры бар баламалы-циклдық сынақтардың негізінде белгіленеді.
      Сынақтық циклі қалыптасады. Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсына белгіленген, айырбастауға жатпайтын, негізгі бөлшектердің бастапқы тағайындалған ресурсының ең аз мәніне тең болуға тиіс.
      Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсын белгілеу бойынша сынақтар өткізудің барысында сағаттарда немесе циклдарда тағайындалған ресурсы қозғалтқыш үшін белгіленгеннен аз қозғалтқыштың бөлшектерін айырбастау көзделуге тиіс.
 

      814. Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсын бірінші күрделі жөндеуге дейін белгілеу жөніндегі сынақтар.
      Қозғалтқыштың бастапқы тағайындалған ресурсын бірінші күрделі жөндеуге дейін белгілеу үшін (сағаттардағы және ұшу циклдарындағы) үш қозғалтқыштың текшелік сынағы өткізілуге тиіс:
      біреуі пайдалану бағдарламасы бойынша,
      екеуі баламалы-циклдық сынақтар.
      Ескерту. Баламалы-циклдық сынақтар үшін қозғалтқыштардың біреуі ретінде ұшу сынағынан өткен қозғалтқышты пайдалануға рұқсат етіледі. Егер оның ұшуда істелген жұмысы белгіленген бастапқы ресурстан кем болса, онда белгіленген істелген жұмысқа тең жалпы істелген жұмысқа дейін текшелік БЦС-ға тап болуы мүмкін.
      Қозғалтқыштың текшелік сынақтары ұшу циклы негізінде қалыптасатын сынақтар циклдарын бірнеше мәрте орындау жолымен жүргізіледі. Бастапқы ресурсты бірінші күрделі жөндеуге дейін белгілеу үшін ұшу циклының орташа ұзақтығы кезінде бірінші күрделі жөндеуге дейінгі бастапқы ресурсқа сәйкес келетін ұшу циклдарының санынан 20% көп сынақтар циклдарының санымен сынақ жүргізіледі.
      Пайдалану бағдарламасы бойынша қозғалтқышты сынауға арналған сынақтар циклы барлық белгіленген режимдер сағаттарындағы істелген жұмысты және орташаланған ұшу циклы ауыспалы процестерінің саны толық ұдайы өндірілуге тиіс. Қажет болған жағдайда сынақтар бағдарламасына жылытылған текшелердегі істелген жұмыс қосылады.
      Баламалы-циклдық сынақтар бағдарламасы бойынша қозғалтқышты сынау бастапқы тағайындалған ресурсты белгілеу үшін сол бір сынақ циклы мен баламалы-циклдық сынақтарды пайдаланып жүргізілуге тиіс.
      Сынақтардан кейін әрбір қозғалтқышты бөлшектеу мен ақауларын табу жүргізілуге тиіс.
      Бірінші күрделі жөндеуге дейінгі бастапқы ресурсты белгілеу жөніндегі сынақтар, егер оларды жүргізу кезінде роторлық бөлшектердің бұзылуы, сондай-ақ қауіпті зардаптармен істен шығуға алып келуі мүмкін пайдалану жағдайларында басқа негізгі бөлшектердің істен шығуы мен ақаулары болмаса, сәттілік ретінде жіктеледі.

120. Қозғалтқыштың ұшу сынақтарына қойылатын жалпы талаптар

      815. Қозғалтқышты»"ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде ұшу сынақтары қанағаттанарлық жағдайда өтуге тиіс, олар мынадай тексерулерді қамтиды:
      1) белгіленген режимдерде қозғалтқыштың жұмыс өлшемдері мен орнықтылығы;
      2) ауыспалы процестер кезіндегі қозғалтқыштың сипаттамалары;
      3) қозғалтқыштың оның қалыпты жұмысы мен істен шығу имитациясы кезіндегі реттеу мен басқару жүйелерінің сипаттамалары;
      4) қозғалтқыштың іске қосу қасиеттері;
      5) қозғалтқыш корпустары мен агрегаттарының тербеліс деңгейі;
      6) қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесінің жұмыс қабілеттілігі;
      7) қозғалтқыштың кері қимылдайтын құрылғысының жұмыс қабілеттілігі және оның қозғалтқыштың жұмысына әсері;
      8) турбинаны қызып кетуден сақтау жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігі;
      9) қозғалтқышты помпаж кезінде қорғау құралдарының жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігі;
      10) қозғалтқыш жұмысының суытатын сұйықтық оның компрессорына бүрку кезіндегі 6.5.6.10 сәйкес өлшемдері мен орнықтылығы;
      11) қозғалтқыштың үлгілік пішіні бойынша ұшудағы жұмысы.
 

      816. Мемлекеттік сынақтарға ұсынылған қозғалтқыштың үлгісінің конструкциясы мен негізгі деректерінің үлгісі бойынша толық сәйкес келетін қозғалтқыш сынақтарға тартылуы. Жоғарыда көрсетілген үлгіден айырмашылығы бар, тексерілетін сипаттамаға елеулі әсер етпейтін сол үлгінің басқа қозғалтқыштарында сынақтар жүргізілуі мүмкін.
 

      817. Қозғалтқышқа сынақтар өткізу үшін (ұшатын зертханаларда) арнайы жабдықталған қозғалтқыш тағайындалған не сол үлгідегі ұшаққа, не басқа үлгідегі ұшаққа сынақтар орындауға рұқсат етіледі. Сонымен бірге сыналып отырған қозғалтқыш құрамына кіретін қуатты қондырғылар элементтерінің конструкциясы мен тұтастыру осы элементтерге (мысалы, біртекті емес деңгей және кіре берістегі ауаның толық қысымының ысырабы мен кіре берістегі отынның қысымы және температурасы, капот астындағы ортаның температурасы, агрегаттардың электрмен қоректену өлшемдері, ауа мен қуатты іріктеп алу шамасы) байланысты қозғалтқышты пайдалануда күтілетін талаптардың ұдайы өндірісін қамтамасыз етуге тиіс. Осы талаптарды жағдайларды имитаторларды қолдануға рұқсат етіледі.

121. Қозғалтқыштың ұшу сынақтары

      818. Қозғалтқыштың белгіленген режимдердегі жұмысының өлшемдері мен орнықтылығын тексеру.
      Қозғалтқыштың оны ұшуда пайдалану жағдайларында, қозғалтқыштың еңкіш тартуын және оның роторына гироскопиялық жүктеме жасайтын ұшу режимін қоса, режимдерде белгіленген тексеру:
      1) қозғалтқыштың және оның техникалық құжаттамада берілген отын мен май жүйелері жұмысының орнықтылығы мен өлшемдерінің сәйкестігін;
      2) пайдаланудағы қозғалтқыштың және оның конструкциясына кіретін қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйелері агрегаттарының жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізу қажет, ол кезде:
      1) қозғалтқыштың және оның отын мен май жүйелерінің жердегі жағдайларда РП регламенттелген негізгі белгіленген режимдердегі және қозғалтқышты реттеу мен басқару бағдарламасы үшін тән басқа белгіленген режимдердегі жұмысының сипаты мен өлшемі;
      2) қозғалтқыштың және оның отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемі мынадай ұшу жағдайларында:
      ұшудың үлгілік кезеңдерінде (шарықтау, қозғалтқыштың крейсерлік режимдерін қолданып ең жоғары күтілетін биіктікті жинау, осы биіктікте крейсерлік ұшу, төмендеу, кенет төмендеу, қонуға кіру, қону, екінші айналымға шығу кезінде) қозғалтқыштың тиісті режимдері кезінде. Сынақтар қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес тангаж бойынша кеңістіктегі оның көлбеуінің барынша оң және теріс бұрыштар жасалған жағдайда, ұшу режимдерін қамтуға тиіс;
      ұшақтың екпіндері мен тежегіштері кезінде (ұшатын зертхана) әртүрлі биіктіктерде деңгейлес ұшудағы қозғалтқыштың тиісінше ең жоғары режимдегі және газы аз ұшу режиміндегі жұмысы кезінде;
      пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу жылдамдығы диапазонын қамти отырып қозғалтқышты қолданудың әртүрлі биіктіктерде белгіленген деңгейлес ұшуы кезінде. Сонымен бірге қозғалтқыштың жұмысы РП регламенттелген негізгі белгіленген режимдерде және оның басқару мен реттеу бағдарламасына тән аралық режимдерде тексерілуге тиіс;
      крен бойынша кеңістікте (оң және сол жағы) қозғалтқыштың барынша үлкен және шама мен іс-қимыл ұзақтығы бойынша ең жоғары көлбеуін (пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес) оның қалыпты және бүйірлік оң және теріс жүктелімін жасайтын "вираж", "сырғу", "горка" және т.б. үлгідегі ұшақтың маневрі кезінде (ұшатын зертхана). Сынақтар РП регламенттелген қозғалтқыштың негізгі режимдерін қамтуға тиіс;
      3) оның конструкциясына кіретін, ұшуда пайдаланылатын қозғалтқыш жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      4) оның конструкциясына кіретін, қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйелері агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Ескерту. 1. ТВҚ үшін газы аз жер режимінде ауа бұрамының қалақтарын орнатудың ең аз бұрышын таңдап алудың дұрыстығын тексеру кезінде де бағалануға тиіс.
      2. Кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталған қозғалтқыш жұмысын бағалау сынақтардың нәтижелерін ескеріп жүргізілуге тиіс.
      Сынақтар кезінде (егер олар елеулі деп күтілсе) қозғалтқыш жұмысының сипаты мен өлшеміне мынадай факторлардың әсері бағалануға тиіс:
      1) жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) ауаны тұтынушылар жекелеп және бір мезгілде қосу кезінде қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу. Бұл бағалауды жерде және деңгейлес белгіленген ұшудағы сынақтар кезінде орындау қажет.
 

      819. Ауыспалы процестер кезінде қозғалтқыштың сипаттамаларын тексеру.
      Ауыспалы процестер кезінде қозғалтқышты оны ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру:
      1) қозғалтқыш жұмысының және техникалық құжаттамада берілген отын және май жүйелерінің басқарымдылығын, орнықтылығы мен өлшемдерінің сәйкестігін;
      2) екінші айналымға шығу жағдайларында газы аз ұшу мен газы аз жердегі мүмкіндік уақытының техникалық құжаттаманың талаптарына сәйкестігін;
      3) пайдаланудағы қозғалтқыш жұмысын бақылау құралдары мен оның конструкциясына кіретін, қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйесі агрегаттарының жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, ол кезде мыналар бағаланады:
      1) жердегі жағдайлардағы жұмыс кезінде, сондай-ақ ұшақты рульдеу (ұшатын зертхана) кезінде режимдердің барлық рұқсат етілген диапазонында әртүрлі қарқынмен РУД тікелей, кері және қарама-қарсы орнын ауыстырған кезде қозғалтқыштың және отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      2) пайдалану жағдайларында күтілетіндерге сәйкес келетін ұшудың биіктігі мен жылдамдық диапазонын қамтитын деңгейлес ұшуда режимдердің барлық рұқсат етілген диапазонында әртүрлі қарқынмен РУД тікелей, кері және қарама-қарсы ауыстыру кезінде, сондай-ақ ұшудың жарамды кезеңінен басқа кезеңге үлгілік маневрлер, оның ішінде ұшақтың (ұшатын зертхананың) қонуға кірер кезеңдегі екінші айналымға өту процесінде туындайтын ауыспалы процестер кезінде қозғалтқыштың және отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      3) оның конструкциясына кіретін, ұшуда пайдаланылатын қозғалтқыштың жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      4) оның конструкциясына кіретін, қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйесі агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі.
      Сынақтар кезінде екінші айналымға шығу жағдайларында, сондай-ақ газдинамикалық қорлар бойынша қозғалтқыштың орнықтылығы дағдарысты деп танылған ұшу жағдайларында қозғалтқыш жұмысының мүмкіндігі мен орнықтылығына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануы тиіс:
      1) атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) қозғалтқыштың бастапқы режимі;
      3) қозғалтқыштың бастапқы режимдегі жылу жағдайы;
      4) ауыспалы процестерді айқындайтын реттегіштер элементтерін реттеудің техникалық жағдайлары шегіндегі өзгерісі;
      5) ауа тұтынушылардың жекелей және бір мезгілде қосу кезіндегі қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу.
 

      819. Қозғалтқыштың қалыпты жұмысы мен істен шығу имитациялар кезіндегі оны реттеу мен басқару жүйелерінің сипаттамаларын тексеру.
      Қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру жүйесінің жұмыс қабілеттілігінің сәйкестігін және қозғалтқышты онымен реттеу және басқару мен басқа жүйенің ұшу-пайдалану сипаттамалары жүйесі сапасының техникалық құжаттамада берілген талаптарға сәйкестігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануы тиіс:
      1) өзгертілмеген РУД жағдайында реттеудің фунқционалдық кіші жүйелерінің әрқайсысының жұмыс аймағындағы қозғалтқыштың реттелетін және шектелетін өлшемдерін қолдаудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      2) қозғалтқыштағы осы процестер кезінде қозғалтқыштың реттелетін және шектелетін өлшемдерінің ең жоғары шамасы мен ауытқу ұзақтығы тексерілетін ауыспалы процестердің басқару мен реттеу бағдарламаларында берілген өлшемдерін қолдаудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      3) тәсілдеу үшін резервтік кіші жүйелерді реттеуге автоматты түрде немесе қолымен қосу көзделген реттеудің негізгі кіші жүйелерінің істен шығу имитациясы кезіндегі қозғалтқыштың ауыспалы процестері мен одан кейінгі жұмыстарының сипаты мен өлшемдері;
      4) ұшақтың басқа функционалдық жүйелеріне әсер ету кезінде және қызмет көрсетудің жердегі құралдарына, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқуы, электр магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу кезінде, электрондық блоктар жүйелерінің кедергіден қорғалуы;
      5) осы жүйенің (қозғалтқыштың) конструкциясына кіретін пайдаланудағы жүйелерді өздігінен бақылайтын және оның жұмысын бақылаудың қолда бар құрылғыларының жұмыс қабілеттілігі.
      Сынақтар кезінде жүйелер сипатына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі түрде күтілсе) бағалануға тиіс:
      1) функционалдық кіші жүйелердің әрқайсысының жұмыс саласындағы ұшудың биіктігі мен жылдамдық өзгерісі;
      2) қозғалтқыштың кеңістіктегі көлбеулері мен ұшудың (сатылас жылдамдық, жүктелімдер) динамикалық факторлары;
      3) реттегіштердің жұмыс сұйықтығының температурасы;
      4) реттеу агрегаттарының қоршаған ортаның температурасы;
      5) қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу.
 

      820. Қозғалтқыштың іске қосу қасиеттерін тексеру.
      Қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру және техникалық құжаттамада берілген жерде қозғалтқышты суықтай және ыстықтай іске қосу және пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшуда іске қосудың 6.3.6 талаптарына сәйкес өрттен қауіпсіздікті және қамтамасыз етілгендікті көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануы тиіс:
      1) қозғалтқышты жерде суықтай және ыстықтай іске қосу кезде іске қосудың өлшемдері мен жүйелері;
      2) қозғалтқыштың өлшемдері және РП көзделген жағдайлардағы іске қосу құрылғысымен қозғалтқышты бұрай отырып, авторотация режимінен ұшуда оны іске қосу кезінде іске қосу жүйесі;
      3) қозғалтқышты іске қосу кезінде, оның ішінде РП-ға сәйкес орындалатын қайталама іске қосулар кезінде ұшақты пайдаланудың өрт қауіпсіздігі.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың іске қосу қасиетіне мынадай факторлардың әсері бағалануға тиіс:
      1) жерде іске қосу кезінде жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) қозғалтқышты ажыратып тастау сәттері мен оны кейіннен іске қосудың басы арасындағы үзілістік ұзақтығы;
      3) техникалық жағдайлармен рұқсат етілетін іске қосу кезінде қозғалтқышты басқару және реттеу аппаратурасын реттеудегі және іске қосу құрылғысының энергиямен қоректену өлшемдерінің ауытқулары.
 

      821. Қозғалтқыштың корпустары мен агрегаттарының тербеліс деңгейін тексеру.
      Тексеру текшелік жағдайлардағы тербелістер деңгейімен салыстырғанда оны ұшуда пайдаланудың күтілетін жағдайларында қозғалтқыштың корпустары мен агрегаттарының тербелістерін рұқсат берілмеген көбейтудің болмауын белгілеуге және тербелістер деңгейінің Нормативтік-техникалық құжаттама талаптарына сәйкестігін көрсетуге, сондай-ақ қозғалтқыштың тербелісін бақылайтын борттық жүйенің жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануға тиіс:
      1) қозғалтқыш тексерілетін жағдайлар мен режимдерде қозғалтқыш корпустары мен агрегаттарының тербеліс сипаты мен деңгейі;
      2) қозғалтқыштың бақылау тербелісінің борттық жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, жарамды қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезіндегі осы өлшемнің ауытқуларының орнын толтыру үшін талап етілетін, ең жоғары тербеліс деңгейінің авариялық белгі бергіштің жұмыс істеу өлшемі бойынша қорының жеткіліктілігі.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың тербеліс сипаттамасына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі күтілсе) бағалануға тиіс:
      1) жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) ауаны тұтынушылар жекелей және бір мезгілде қосу кезінде қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу.
      Қозғалтқыш корпустарының сипаты мен тербелістер деңгейін тексеру ұшаққа бекітілген оның тораптарының орналасу жазықтарында және пайдаланудағы тербелістерді борттық тексеруге арналған орындарда, ТВҚ-да әуе бұрамының редукторында орындалуға тиіс. Тербеліс өтуге тиісті қозғалтқыш агрегаттарының тізбесі текшелік сынақтардың нәтижелері бойынша белгіленеді. Әдетте, бұл тербелістерді тудырушылар болып табылатын агрегаттар болуға тиіс.
 

      822. Қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесінің жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Тексеру қозғалтқыштың конструкциясына кіретін оны басқару мен бақылау құралдарының элементтері бар қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйесін ұшуда пайдалану жағдайларында жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс және соңғысының өлшеміне жол берілмейтін ықпалды көрсетпейді.
      Тексеру жерде және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, оларды "құрғақ" ауада ғана орындауға рұқсат етіледі.
      Ұшу сынақтары 11000 м қоса есептегенге дейінгі немесе қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес ең жоғары биіктікке дейінгі, егер ол 11000 м аз болса, пайдалануда күтілетін ұшу жылдамдылығының диапазоны қамтылатын әртүрлі ұшу биіктіктерінде жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыштың әртүрлі режимдеріне сынақтар жүргізген кезде жердегі (ұшудағы) газы аз режимнен шарықтау (ең жоғары) режиміне дейінгі диапазонында:
      1) ПОС-тың жұмыс қабілеттілігі (мысалы, қозғалтқыш элементтерінің қыздыратын жылу жағдайын сипаттайтын өлшемдер, жылу жүйелерінің өлшемдері мен басқалары бойынша) қозғалтқыштың конструкциясына кіретін ПОС-ты басқару мен бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      2) ПОС жұмысының қозғалтқыш өлшеміне әсері бағалануға тиіс.
 

      823. Кері қимылдайтын құрылғының жұмыс қабілетін және оның қозғалтқыш жұмысына әсерін тексеру.
      Кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталған қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру осы құрылғының және оны басқару жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, сондай-ақ қозғалтқыш жұмысының орнықтылығы мен өлшемдері және техникалық құжаттамада тікелей тартым кезінде және кері қимылдайтын тартым кезінде, сондай-ақ ауыспалы процестер кезінде режимдерге берілген талаптарға сәйкестігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда мыналар бағалануға тиіс:
      1) кері қимылдайтын құрылғының тартымды кері қимылдату режимін пайдалану рұқсат етілген жерге және ұшудың осы кезеңдеріне оны қосу, жұмысы және ажыратып тастау кезіндегі басқару жүйесі бар жұмыс қабілеттілігі;
      2) қозғалтқыш тексерілетін пайдалану жағдайларында және режимдерінде, сондай-ақ сынақтар кезінде кері қимылдайтын тартым режимдеріндегі тікелей тартым режимдеріндегі кері қимылдайтын құрылғысы бар қозғалтқыштың жұмыс сипаты мен өлшемдері;
      3) қозғалтқыштың конструкциясына кіретін кері қимылдайтын құрылғының жұмысын бақылау құралдарының пайдаланудағы жұмыс қабілеттілігі.
      Сынақтар кезінде анықталған сипатына, жердегі жел жағдайлары мен ауа атмосферасының температурасына әсері (егер ол елеулі күтілсе) бағалануға тиіс.
 

      824. Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жұмыс қабілеті мен тиімділігін тексеру.
      Қозғалтқышты ұшудағы пайдалану жағдайларында тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігінің кедергіден қорғалудың және тиімділігінің техникалық құжаттамада берілген талаптарға сәйкестігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануға тиіс:
      1) жүйенің жұмыс қабілеттілігі және қозғалтқыштың оның жұмыс істеу имитациясы кезіндегі жұмыс өлшемдерінің өзгерісі.
      Имитация белгіленген режимдерде және жердегі және ұшудағы газдың ең жоғары температуралары бар қозғалтқыштағы ауыспалы процестер кезінде орындалуға тиіс. Ұшудағы сынақтар қозғалтқыштың күтілетін пайдалану жағдайларына сәйкес келетін ұшу биіктігі мен жылдамдығы диапазонын қамти отырып, орындалуға тиіс;
      2) оларға ұшақтың басқа функционалдық жүйелері мен қызмет көрсетудің жердегі құралдары ықпал еткен жағдайда, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқуы, электр магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу кезінде жүйенің электрондық блоктарының кедергіден қорғалуы;
      3) қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезінде оны пайдаланудың күтілетін жағдайларында (турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жалған жұмыс істеуін болдырмау үшін) болуы мүмкін газдың ең жоғары температурасының ауытқуларының орнын толтыру үшін талап етілетін жүйенің жұмыс істеу өлшемі бойынша қордың жеткіліктілігі;
      4) жүйе жұмысына кіруді тудыратын қозғалтқыштың істен шығу кезіндегі оның өлшемдерінің болжамды өзгерісі имитациясы кезінде жүйе жұмысының тиімділігі. Тексеру жағдайы арнайы талдаумен белгіленуі қажет;
      5) жүйенің (қозғалтқыштың) конструкциясына кіретін, пайдаланудағы жүйе жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі, егер олар бар болса.
 

      825. Қозғалтқышты помпаж жағдайында қорғау құралдарының жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігін тексеру.
      Қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру:
      1) помпаж жағдайында қорғаудың автоматты жүйесімен жабдықталған қозғалтқыш үшін - жүйе жұмысының бағдарламасын таңдаудың дұрыстығы, оның жұмыс қабілеттілігі, кедергіден қорғалғыштығы және осы және оның басқа да техникалық құжаттамада берілген ұшу-пайдалану сипаттамаларының сәйкестігі;
      2) автоматты қорғау жүйесі көзделмеген қозғалтқыш үшін - қозғалтқышта помпаждың туындауы туралы белгі беретін құралдардың жұмыс қабілеттілігі мен қозғалтқышты жұмыстың орнықты режиміне көшіруді қамтамасыз ететін тәсілдердің тиімділігі көрсетілуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда қозғалтқышта көзделген помпаж кезіндегі қорғау құралына жататын сипаттамалар бағалануға тиіс:
      1) жердегі (ұшудағы) аз газдан шарықтау (ең жоғары) режиміне дейінгі диапазонда және қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу биіктігі мен жылдамдық диапазоны қамтылған ауыспалы процестер кезінде қозғалтқыш жұмысының белгіленген режимдерінде помпаж белгі берушісінің жұмыс істеу имитациясы кезінде қозғалтқыш жұмысының автоматы жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен оның өлшемдерінің өзгерісі;
      2) автоматты жүйенің электрондық блоктары немесе оларға ұшақтың басқа функционалдық жүйелері және қызмет көрсетудің жердегі құралдары ықпал еткен жағдайда, помпаждың туындауы туралы белгілер беруші құралдарының, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқуы, (8.1.3.17) электр магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу кезінде кедергіден қорғалуы;
      3) қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезінде оны пайдаланудың күтілетін жағдайларында (помпаж белгі бергішінің жалған жұмыс істеуін болдырмау үшін) болуы мүмкін газдың ең жоғары температурасының ауытқуларының орнын толтыру үшін талап етілетін жүйенің жұмыс істеу өлшеуі бойынша қордың жеткіліктілігі;
      4) автоматты жүйенің немесе газы аз ұшу режиміне және крейсерлік ұшудың ең жоғары күтілетін биіктігіне сынақ кезіндегі ең жоғары режимге, сондай-ақ аз биіктіктерге, егер бұл помпаж кезінде қозғалтқышты қорғау құралдарын текшелік сынақтар жүргізудің нәтижелері бойынша қажет деп танылса, жасанды түрде туындаған оның помпажды кезінде жұмыстың орнықты режиміне өту тәсілінің тиімділігі;
      5) жүйенің (қозғалтқыштың) конструкциясына кіретін, пайдаланудағы жүйе жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі, егер олар бар болса.
      Сынақтар кезінде пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін диапазонында атмосфералық ауа температурасының өзгеруіне байланысты қозғалтқыш қасиеттерінің өзгеруі помпаж кезінде (егер ол елеулі күтілсе) қозғалтқышты қорғау құралдарының тиімділігіне әсері бағалануға тиіс.
 

      826. Қозғалтқыштың суытатын сұйықтықты оның компрессорына бүрку кезіндегі жұмыс өлшемдері мен орнықтылығын тексеру.
      Қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру:
      1) жүйені қолдану РП рұқсат етілген жердегі және ұшудағы жағдайларда сұйықтықты оның компрессорына бүрку кезіндегі қозғалтқыш өлшемдерінің жұмыс орнықтылығын және техникалық құжаттамада берілген талапқа сәйкестігін;
      2) қозғалтқыштың конструкциясына кіретін жүйе элементтерінің жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануға тиіс:
      1) қозғалтқыш жұмысының сипаты және сұйықтықты бүрку жүйесінің жердегі сынамы кезінде және оны РП рұқсат еткен ұшу режимдеріне қосу кезінде шарықтау тартымын (қуатын) қалпына келтіру немесе үдету шамасына талап етілетін қозғалтқыш өлшемдерінің сәйкестігі;
      2) қозғалтқыштың конструкциясына кіретін жүйе элементтерінің, оның ішінде пайдаланудағы жүйе жұмысын басқару және бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың жұмысына және сұйықтық бүрку жүйесіне (егер ол елеулі күтілсе) мынадай факторлардың әсері бағалануға тиіс:
      1) жел жағдайлары және жердегі атмосфералық ауаның температурасы;
      2) кеңістіктегі қозғалтқыштың көлбелері және оның әртүрлі координатты осьтері бойынша жүктемелер.
 

      827. Үлгілік бейін бойынша ұшулардағы қозғалтқыш жұмысын тексеру.
      Қозғалтқыштың текшелік ресурстық сынақтарының режимдерін таңдаудың шынайлылығын растау үшін кем дегенде 50 ұшу циклдары көлемі бар пайдаланудың күтілетін жағдайларының үлгілік бейімдері бойынша ұшуларда тексеру жүргізілуге тиіс.

122. Ұшақты сертификаттау кезіндегі қозғалтқыштың сынақтары

      828. Ұшақты сертификаттау кезінде қозғалтқыш:
      1) қозғалтқыштың белгіленген режимдердегі жұмысын;
      2) қозғалтқыштың ауыспалы процестер кезіндегі жұмысын;
      3) қозғалтқыштың реттеу мен басқару жүйесін;
      4) қозғалтқышты іске қосуды;
      5) қозғалтқыш элементтерінің оның ұшақтық тұтастыру жұмысы кезіндегі тербеліс сипаттамаларын;
      6) қозғалтқыштың табиғи мұз қату жағдайларындағы мұз қатуға қарсы жуйелері мен оның жұмыс қабілеттілігін;
      7) кері қимылдайтын құрылғыны қозғалтқыштың жұмысы және оның ұшақ сипатына әсерін;
      8) қозғалтқыштың газдинамикалық орнықтылық қорларының жеткіліктілігін;
      9) турбина қызып кетуден қорғау жүйесін;
      10) қозғалтқышты помпаж кезіндегі қорғау құралдарын;
      11) қозғалтқыштың суытатын сұйықтықты оның компрессорына бүрку кезіндегі жұмысын;
      12) ұшақтағы қозғалтқыштың ұшу циклының өлшемдерін;
      13) қозғалтқыштың пайдалану технологиялылығын тексеру бойынша ұшу сынақтарынан қанағаттанарлықпен өтуге тиіс.
 

      829. Мемлекеттік сынақтарға берілген немесе олардан өткен конструкциясы және қозғалтқыштың осы үлгісінің негізгі берілген үлгісі бойынша сәйкес келетін қозғалтқыш толық сынақтарға тартылуы болуға тиіс. Сынақтар тексеріліп отырған сипаттарға елеулі әсер етпейтін, жоғарыда көрсетілген үлгіден айырмашылығы бар болуы, сол бір үлгідегі басқа қозғалтқыштарда жүргізілуі мүмкін.
 

      830. Сынақтар сол бір үлгідегі қозғалтқыш арналған ұшаққа жүргізілуге тиіс. Сынақтар қозғалтқыштың жұмыс жағдайларында елеулі айырмашылықтарға алып келуі мүмкін қуатты қондырғыдағы ұшақта қолданылатын қозғалтқыштардың сәйкес орналастырылған барлық түрлерін қамтуға тиіс. Сынақтардың жекелеген бөліктерін ұшатын зертханада, егер оған (тексерілетін сипаттамаларға қатысты) қуатты қондырғы элементтерінің, сондай-ақ қозғалтқышқа байланысты немесе оның жұмысына әсер ететін элементтер мен қозғалтқыш тағайындалған ұшақ жүйелерінің конструкциясы мен құрамдасы жеткілікті түрде толық ұдайы өндірілсе, орындауға рұқсат етіледі.
 

      831. Сынақтар кезінде қуатты қондырғыдағы қозғалтқыштардың өзара ықпалының тексерілген сипаттамаға және ұшақтың функционалдық жүйелерінің қозғалтқышпен байланысты жұмысындағы мүмкін болатын ауытқуларға әсерін, егер осы әсерді елеулі деп есептеуге негіз болса, бағалау қажет.
 

      832. Ұшақты сертификаттау кезінде қозғалтқыштың тағайындалған ресурсы мен алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі қозғалтқыш ресурсы қозғалтқышты»"ұшаққа қондырғанға дейін" сертификаттау кезінде нақты көлеммен осы уақытта өткізілген сынақтарға сәйкес белгіленген салыстырма бойынша өсуі мүмкін.
      Сонымен бірге сынақтық циклға ұшу сынақтарының деректеріне сәйкес нақтылаулар енгізілуі мүмкін. Белгіленген бастапқы ресурстан алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі ресурсты растауда ұшақтың қозғалтқышын пайдалану сынақтары жүргізілуге тиіс. 3-4 қозғалтқышқа сынақтар өткізу барысында ұшақта алғашқы ресурстың кем дегенде жартысын олардың бір-екеуінің ақауымен алғашқы күрделі жөндеуге дейін жұмыс істеуге тиіс.
      Егер қалған қозғалтқыштардың ұшуда істелген жұмысы ұшақты сертификаттау сәтіне белгіленген алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі ресурстан аз болса, онда олар баламалы-циклдық бағдарламасы бойынша немесе кейіннен бөлшектеу және ақауларын табудың белгіленген ресурсына тең жалпы істелген жұмысқа дейінгі пайдалану бағдарламасы бойынша текшедегі сынақтарға тап болуы мүмкін.
 

      833. Қозғалтқышты ұшуда ажыратып тастауға алып келетін, істен шығу жұмысының қозғалтқыштың жеткілікті түрдегі сенімділігін растау үшін, ұшу ұзақтығы 5 сағат аспайтын ұшақтарда пайдалануға арнап тағайындалған қозғалтқыштар үшін кем дегенде 8500 сағатты, ал ұшу ұзақтығы 5 сағаттан көп ұшақтарда пайдалануға арнап тағайындалған қозғалтқыштар үшін - кем дегенде 12000 сағатты құрауға тиіс. Істен шығу жұмысы текшелік ұзақ және ресурстық (баламалы-циклдық және пайдалану бағдарламасы бойынша) сынақтардағы, сондай-ақ ұшатын зертханалар мен ұшақтағы ұшу сынақтарындағы қозғалтқыштардың жиынтықты істелген жұмысы және қозғалтқышты ұшуда ажыратып тастауға алып келетін пайдаланудағы осы сынақтар кезінде істен шығу саны бойынша анықталады.
      1-ескерту. Сынақтармен тексерілген, оларды жою үшін тиімді іс-шаралар әзірленген істен шығу есепке қабылданбайды.
      2-ескерту. Тездетілген текшелік сынақтар кезінде сынақ циклына сәйкес келетін ұшу циклының ұзақтығы тең қозғалтқыштың істеген жұмысы есептелуге тиіс.

123. Қозғалтқыштың ұшу сынақтары

      834. Белгіленген режимдердегі қозғалтқыштың жұмысын тексеру.
      Қозғалтқышты белгіленген режимдерде оны ұшақта пайдалану жағдайларында, оның роторына гироскопиялық жүктемелер жасайтын ұшу режимін қоса, тексеру мыналарды:
      1) техникалық құжаттамада берілген, көрсетілген қозғалтқыштың және оның отын және май жүйелерінің орнықты жұмысын және өлшемдерінің сәйкестігін;
      2) қозғалтқыштың пайдаланудағы және қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйелерінің жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда мыналар бағалануға тиіс:
      1) РП регламенттеген негізгі белгіленген режимдердегі жердегі жағдайларда және басқа қозғалтқыштың реттеу мен басқару бағдарламасы үшін тән белгіленген режимдерде қозғалтқыштың және оның отын және май жүйелерінің жұмыс сипаты мен өлшемдері;
      2) қозғалтқыштың және оның отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемі мынадай ұшу жағдайларында:
      қозғалтқыштың тиісті режимдері кезінде, сондай-ақ ұшақтың іс жүзіндегі шекті биіктікті жинау және оны төмендету, крейсерлік ұшудың ең жоғары биіктігінен ұшақтың деңгейлес ұшуға дейін қауіпсіз шығуының ең төмен биіктікке дейін шұғыл төмендемеуі кезінде ұшақты қолданудың үлгілік бейіндері бойынша ұшудың барлық үлгілік кезеңдерінде.
      Сынақтар шарықтау, биіктікті алу және төмендеу кезінде ұшақты пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қозғалтқыштың тангаж бойынша кеңістіктегі көлбеуінің барынша мүмкін болатын оң және теріс бұрыштар жасалған жағдайда, ұшу режимдерін қамтуға тиіс;
      ұшақтың екпіндері мен тежегіштері кезінде (ұшатын зертхана) әртүрлі биіктіктерде деңгейлес ұшудағы қозғалтқыштың тиісінше ең жоғары режимдегі және газы аз ұшу режиміндегі жұмысы кезінде. Сынақтар әртүрлі ұшу биіктіктерінде, оның ішінде крейсерлік ұшудың ең жоғары ұшуында өткізілуі қажет;
      пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу жылдамдығы диапазонын қамти отырып қозғалтқышты қолданудың әртүрлі биіктіктерде белгіленген деңгейлес ұшуы кезінде. Сонымен бірге қозғалтқыштың жұмысы РП регламенттелген негізгі белгіленген режимдерде және оның басқару мен реттеу бағдарламасына тән аралық режимдерде тексерілуге тиіс;
      ұшудың шекті рұқсат етілген өлшемдерімен, атап айтқанда ең жоғары рұқсат етілген кренмен жүктелімдердің ең жоғары рұқсат етілген шамасы кезінде оң және сол жағының вираждарын орындауы кезінде, сондай-ақ ең жоғары рұқсат етілген шамамен және ең жоғары мүмкіндікпен немесе оң және теріс жүктелімдерден туындайтын рұқсат етілген іс-қимыл "ұзақтығымен»горкалар",»"сырғулар" және т.б. үлгідегі ұшақтың маневрлары кезінде. Сынақтар РП регламенттелген қозғалтқыштың негізгі режимдерін қамтуға тиіс;
      3) қозғалтқыштың пайдаланудағы жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      4) қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйелерінің жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      1-ескерту. ТВҚ үшін газы аз жер режимінде әуе бұрамының қалақтарын орнатудың ең аз бұрышын таңдап алудың дұрыстығын тексеру кезінде де бағалануға тиіс.
      2-ескерту. Кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталған қозғалтқыш жұмысын бағалау сынақтардың нәтижелерін ескеріп жүргізілуге тиіс.
      Сынақтар кезінде (егер олар елеулі деп күтілсе) қозғалтқыш жұмысының сипаты мен өлшеміне мынадай факторлардың әсері бағалануға тиіс:
      1) жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) ауаны тұтынушылар жекелеп және бір мезгілде қосу кезінде қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу. Бұл бағалауды жерде және деңгейлес белгіленген ұшудағы сынақтар кезінде орындалу қажет;
      3) тексерілген және көрші жатқан қозғалтқыштардың, егер оларға ауа бір біріне жақын жатқан ауажинағыштардан түссе, жұмыс режимдерінің үйлесуі.
 

      836. Ауыспалы процестер кезінде қозғалтқыштың жұмысын тексеру.
      Ауыспалы процестер кезінде қозғалтқыштың жұмысын ұшақта пайдалану жағдайларында тексеру:
      1) қозғалтқыш жұмысының және техникалық құжаттамада берілген
отын және май жүйелерінің басқарымдылығын, орнықтылығы мен
өлшемдерінің сәйкестігін;
      2) екінші айналымға шығу жағдайларында газы аз ұшу мен газы аз жердегі мүмкіндік уақытының техникалық құжаттаманың талаптарына сәйкестігін;
      3) пайдаланудағы қозғалтқыш жұмысын бақылау құралдары мен оның конструкциясына кіретін, қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйесі агрегаттарының жұмыс қабілеттілігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, ол кезде мыналар бағалануы тиіс:
      1) жердегі жағдайлардағы жұмыс кезінде, сондай-ақ ұшақты рульдеу (ұшатын зертхана) кезінде режимдердің барлық рұқсат етілген диапазонында әртүрлі қарқынмен РУД тікелей, кері және қарама-қарсы орнын ауыстырған кезде қозғалтқыштың және отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      2) пайдалану жағдайларында күтілетіндерге сәйкес келетін ұшудың биіктігі мен жылдамдық диапазонын қамтитын деңгейлес ұшуда режимдердің барлық рұқсат етілген диапазонында әртүрлі қарқынмен РУД-ты тікелей, кері және қарама-қарсы ауыстыру кезінде, сондай-ақ ұшудың жарамды кезеңінен басқа кезеңге үлгілік маневрлар, оның ішінде ұшақтың (ұшатын зертхананың) қонуға кірер кезеңдегі екінші айналымға өту процесіндегі туындайтын ауыспалы процестер кезіндегі қозғалтқыштың және отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      3) оның конструкциясына кіретін, ұшуда пайдаланылатын қозғалтқыштың жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      4) оның конструкциясына кіретін, қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу жүйесі агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде екінші айналымға шығу жағдайларында, сондай-ақ газдинамикалық қорлар бойынша қозғалтқыштың орнықтылығы дағдарысты деп танылған ұшу жағдайларында қозғалтқыш жұмысының мүмкіндігі мен орнықтылығына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануға тиіс:
      1) атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) қозғалтқыштың бастапқы режимі;
      3) қозғалтқыштың бастапқы режимдегі жылу жағдайы;
      4) ауыспалы процестерді айқындайтын реттегіштер элементтерін реттеудің техникалық жағдайлары шегіндегі өзгерісі;
      5) ауа тұтынушылардың жекелей және бір мезгілде қосу кезіндегі қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу;
      6) тексерілген және көрші жатқан қозғалтқыштардың, егер оларға ауа бір біріне жақын жатқан ауажинағыштардан түссе, жұмыс режимдерінің үйлесуі.
 

      837. Қозғалтқыштың реттеу мен басқару жүйелерін тексеру.
      Қозғалтқышты ұшуда пайдалану жағдайларында тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігінің сәйкестігін және қозғалтқышты онымен реттеу мен басқару және басқа жүйенің ұшу-пайдалану жүйесі сипаттамалары сапасының техникалық құжаттамада берілген және 105-тарау талаптарына сәйкестігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда мыналар бағалануға тиіс:
      1) өзгертілмеген РУД жағдайында реттеудің функционалдық кіші жүйелерінің әрқайсысының жұмыс аймағындағы қозғалтқыштың реттелетін және шектелетін өлшемдерін қолдаудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      2) қозғалтқыштағы осы процестер кезінде қозғалтқыштың реттелетін және шектелетін өлшемдерінің ең жоғары шамасы мен ауытқу ұзақтығы тексерілетін ауыспалы процестердің басқару мен реттеу бағдарламаларында берілген өлшемдерін қолдаудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      3) ұшақтың басқа функционалдық жүйелеріне әсер ету кезінде және қызмет көрсетудің жердегі құралдарына, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқуы, электр магниттік сәуле шығару қуатты көздерін қосу кезінде, электрондық блоктар жүйелерін кедергіден қорғалғыштығы;
      4) пайдаланудағы жүйелерді бақылайтын қолда бар құрылғылардың жұмыс қабілеттілігі.
      Сынақтар кезінде жүйелер жұмысының сипатына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі түрде күтілсе) бағалануға тиіс:
      1) функционалдық кіші жүйелердің әрқайсысының жұмыс саласындағы ұшудың биіктігі мен жылдамдық өзгерісі;
      2) қозғалтқыштың кеңістіктегі көлбеулері мен ұшудың (сатылас жылдамдық, жүктелімдер) серпілісті факторлары;
      3) реттегіштердің пайдаланудағы болуы мүмкін шектердегі жұмыс сұйықтығының температурасы;
      4) реттеу агрегаттарының қоршаған ортаның температурасы;
      5) қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу.
 

      838. Қозғалтқыштың іске қосылуын тексеру.
      Қозғалтқышты ұшақта пайдалану жағдайларында тексеру техникалық құжаттамада берілген жерде қозғалтқышты суықтай және ыстықтай іске қосу және пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшуда іске қосудың талаптарына сәйкес өрттен қауіпсіздікті және қамтамасыз етілгендікті растауға, сондай-ақ оның ұшақты басқарудың ыңғайлылығына әсері бойынша және экипажға қойылатын талаптар бойынша қозғалтқышты іске қосу рәсімінің қолайлылығын көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда мыналар бағалануға тиіс:
      1) қозғалтқышты жерде суықтай және ыстықтай іске қосу кезде іске қосудың өлшемдері мен жүйелері;
      2) қозғалтқыштың өлшемдері және РҰП көзделген жағдайлардағы іске қосу құрылғысымен қозғалтқышты бұрай отырып, авторотация режимінен ұшуда оны іске қосу кезінде және іске қосу кезінде іске қосу жүйесі;
      3) қозғалтқышты іске қосу кезінде, оның ішінде РҰП-ға сәйкес орындалатын қайталама іске қосулар кезінде ұшақты пайдаланудың өрт қауіпсіздігі;
      4) қозғалтқышты іске қосу үшін экипаж орындайтын рәсімдер.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың іске қосу қасиетіне мынадай факторлардың әсері бағалануға тиіс:
      1) жерде іске қосу кезінде жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) қозғалтқышты ажыратып тастау сәттері мен оны кейіннен іске қосу сәттері арасындағы үзілістің ұзақтығы;
      3) техникалық жағдайлармен рұқсат етілетін іске қосу кезінде қозғалтқышты басқару және реттеу аппаратурасын реттеудегі және іске қосу құрылғысының энергиямен қоректену өлшемдерінің ауытқулары.
 

      839. Қозғалтқыш элементтерінің ұшақтың құралымындағы жұмысы кезіндегі тербеліс сипаттамаларын тексеру.
      Тексеру турбокомпрессор роторлары элементтерінің тербеліс жүктелісінің деңгейі мен текшелік жағдайлардағы тербелістер деңгейімен салыстырғанда қозғалтқышты пайдалану жағдайларында қозғалтқыштың корпустары мен агрегаттарының тербелістерін рұқсат берілмеген көбейтудің болмауын растауға және тербелістер деңгейінің Нормативтік-техникалық құжаттама талаптарына сәйкестігін көрсетуге, сондай-ақ қозғалтқыштың тербелісін бақылайтын борттық жүйенің жұмыс қабілеттілігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, ол кезде мыналар бағалануға тиіс:
      1) қозғалтқыш корпустары мен агрегаттары тербелістерінің тексерілетін жағдайлары мен режимдеріндегі қозғалтқыш сипаты мен деңгейі;
      2) қозғалтқыштың бақылау тербелісінің борттық жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, жарамды қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезіндегі осы өлшемнің ауытқуларының орнын толтыру үшін талап етілетін, ең  жоғары тербеліс деңгейінің авариялық белгі бергіштің жұмыс істеу өлшемі бойынша қорының жеткіліктілігі;
      3) қозғалтқыш роторлары элементтерінің тексеру жағдайларындағы тербеліс жүктемелерінің сипаты мен деңгейі;
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың тербеліс сипаттамасына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі күтілсе) бағалануға тиіс:
      1) жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) тексерілген және көрші жатқан қозғалтқыштардың, егер оларға ауа бір біріне жақын жатқан ауажинағыштардан түссе, жұмыс режимдерінің үйлесуі;
      3) ауаны тұтынушылар жекелей және бір мезгілде қосу кезінде қозғалтқыштан ауаны іріктеп алу.
      Тербеліс жүктемесінің сипаты мен деңгейін анықтауға арналған тексеруге текшелік сынақтар кезіндегі елеулі әсер ететін пайдалану факторларының жеткіліксіз толық ұдайы өндірілмеген деп тану үшін турбокомпрессор роторларының сол бір элементтері жатады.
      Қозғалтқыш корпустарының тербеліс сипаты мен деңгейін тексеру оның ұшаққа бекітілген тораптарының орналасу жазықтығында және пайдаланудағы тербелістерді борттық бақылауға арналған орындарда, ал ТВҚ-да әуе бұрамының редукторында орындаған жөн.
      Тербелісі тексерілуге тиісті қозғалтқыш агрегаттарының тізбесі сынақтар нәтижелері бойынша белгіленеді.
 

      840. Қозғалтқыштың мұз қатуға қарсы жүйелерін және оның табиғи мұз қату жағдайларындағы жұмыс қабілеттігін тексеру. Ұшақтағы қозғалтқышты жұмыс жағдайларында тексеру текшелік сынақтар ұшу сынақтары жүйелерінің есептемелер нәтижелерін растауға және олармен жиынтықты түрде жағдайларда ұшақтың РҰП сәйкес ПОС пайдалану кезінде қозғалтқыш жұмысында көрсетілген бұрмалаушылықтардың туындамауын көрсетуі тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшу сынақтарымен "құрғақ" ауада және мұз қатудың бақыланатын жағдайларында жүргізген жөн.
      Сынақ ұшақтың пайдаланудағы күтілетін жағдайларына сәйкес келетін жылдамдықтарда барлық қозғалтқыштардың қалыпты жұмысы жағдайында, сондай-ақ олардың кейбіреулері істен шыққан жағдайда, бағдарламамен белгіленген жоғары ұшу диапазонында өткізілуге тиіс. Сонымен бірге пайдалану диапазонын қамтитын әртүрлі қозғалтқыш режимдеріне олардың өзгерістері:
      1) қозғалтқыш ПОС-ның және оны басқару мен бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі мен пайдалану ерекшеліктері;
      2) ПОС жұмысының қозғалтқыш өлшеміне әсері;
      3) мұз қату жағдайларындағы ПОС-тың тиімділігі, қозғалтқыштың жұмысына қалдық мұз түзудің әсері бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде ПОС-ты қосудың 1 минуттық ұзақтықпен кешіктірілуі қозғалтқыштың жұмысына әсері, сондай-ақ РҰП сәйкес анықталған мұз қату жағдайларындағы ұшу ұзақтығының әсері бағалануға тиіс.
 

      841. Кері қимылдайтын құрылғылы қозғалтқыштың жұмысын және оның ұшақтың сипатына әсерін тексеру.
      Ұшақтағы пайдалану жағдайларындағы тексеру кері қимылдайтын құрылғының және оны басқару жүйелерінің жұмыс қабілеттілігінің ұшақ қозғалтқыштарының орнықты жұмыстары мен өлшемдерінің, осы құрылғымен жабдықталған ретінде де, жабдықталмаған ретінде де талаптарға сәйкестігі расталуға және техникалық құжаттамада тікелей тартқыштың белгіленген режимдеріне берілген және тартымның кері қимылдауы кезінде, сондай-ақ ауыспалы процестер кезінде, кері қимылдайтын тартым пайдаланылған пайдалану режимдеріне ұшақтың іс-қимылына, ұшу сипаттамасына және конструкциясының беріктігіне кері қимылдайтын құрылғының рұқсат етілмейтін әсері туындамайтынын көрсетуге тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізілуі қажет, онда мыналар бағалануға тиіс:
      1) оны жұмысқа қосқан және кері қимылдайтын тартым режимін пайдалану рұқсат етілген жерде және ұшу кезеңдерінде ажыратып тастау кездегі басқару жүйесі бар кері қимылдайтын құрылғының жұмыс қабілеттілігі;
      2) қозғалтқыш тексерілетін пайдалану жағдайларында және режимдерінде, сондай-ақ сынақтар кезіндегі кері қимылдайтын тартым режимдерінде тікелей тартым режимдерінде кері қимылдайтын құрылғысы бар қозғалтқыш жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      3) кері қимылдайтын тартым режиміндегі қозғалтқыш жұмысының ұшақтың басқа қозғалтқышының жұмысына және өлшемдеріне, кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталған ретінде де және жабдықталмаған ретінде де әсері;
      4) кері қимылдайтын құрылғы жұмысының ұшақ элементтерінің жүктемесіне және оның құрылғыны қалыпты жұмысы кезіндегі, сондай-ақ оны өздігінен қосуға және ажыратып тастауға алып келетін істен шығу имитациясы кезінде іс-қимылына, егер олар іс жүзінде болу екіталай оқиғаларға жатпайтын болса, әсері.
      Сынақтар кезінде анықталған сипаттамаға жердегі жел жағдайларының және атмосфералық ауа температурасының әсері (егер олар елеулі түрде күтілсе) бағалануға тиіс.
      Кері қимылдайтын құрылғыны өздігінен қосуға алып келетін істен шығу имитациясы қозғалтқышты осындай істен шығу кезінде автоматты түрде ажыратып тасталатын немесе дроссельдеуді қамтамасыз ететін кіші жүйелеріне сәйкес болған жағдайда ғана орындалады. Тексерудің қажеттілігі және құрылғыны өздігінен қосудың мүмкін болатын зардаптарын ескере отырып, ықтималдылықты бағалау негізінде белгіленеді. Талдаудың, мысалы, прототип құрылғыларды пайдаланудың жаңартылуы немесе тәжірибесі негізінде орындалуы мүмкін. Тексеру жүргізілетін ұшу режимдері мен кезеңдері сынақтарды қауіпсіз жүргізуді ескере отырып, осы талдаудың негіздері бойынша белгіленуге тиіс.
      Кері қимылдайтын құрылғыны қоспауға алып келетін істен шығу имитациясы ұшақтың отырызылғаннан кейінгі жүгірісі кезінде орындалады. Сонымен бірге, қозғалтқыштың кері қимылдайтын құрылғыға қосылмайтын оның ұшақтың іс-әрекетіне әсері бойынша жұмыс режимін шектеуді таңдаудың дұрыстығы бағалануға тиіс.
 

      842. Қозғалтқыштың газдинамикалық орнықтылық қорларының жеткіліктілігін тексеру.
      Қозғалтқышты ұшақта пайдалану жағдайларында тексеру ұшақ пайдалануының барлық күтілетін жағдайларында қозғалтқыштың осы үлгісінің орнықты жұмысына кепілдік беретін газдинамикалық орнықтылықтың жеткілікті қорының болуын растауға тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен қозғалтқыштың газдинамикалық орнықтылық қорлары бойынша дағдарысты деп танылған пайдаланудың жағдайларында және режимдерінде жүргізген жөн. Қордың жеткіліктілігін растау кезінде мынадай әдістердің біреуі пайдаланылуы мүмкін:
      1) қозғалтқыштың бір данасының тұрақты жұмысын, мысалы, конструктивтік элементтерді өзгертудің реттеу бағдарламаларын өзгертудің, сыртқы өзара ықпалдастықты арттыру есебінен кеміту ниеті бар газсерпінді тұрақтылық қорын жариялау. Қорды кеміту қозғалтқыштың осы үлгісі үшін сынақтар кезінде тікелей ұдайы өндірілмейтін (мысалы, қозғалтқышты жасауға және реттеуге жіберуге негізделген қорларды шашып тастау, қорларды ресурс пен басқаларды шығарудың есебінен кеміту) барлық елеулі факторлардың оған ететін ықпалы имитациялануға тиіс. Қорды ниеттенген кеміту шамасы сынақтар бағдарламасымен белгіленуге тиіс;
      2) қалыпты жасалған және реттелген, жеткілікті деп танылған қозғалтқыштардың көп мөлшерінің тұрақты жұмысын жариялау.
      Сынақтар жағдайларын таңдау кезінде қозғалтқыштың газсерпінді орнықтылығына мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі түрде күтілсе) ескерілуге тиіс:
      1) қозғалтқыш режимдеріне, оны реттеудің жүйесін баптауға және жіберу атмосфералық ауаның температурасына негізделген диапазонда компрессордың жұмыс режимдерін өзгерту;
      2) жердегі жел жағдайлары (сынақтар кезінде жасанды түрде алынған ауа ағыстары пайдаланылуы мүмкін;
      3) қозғалтқышқа кіре берістегі ауа ағысы өлшемдерінің деңгейі және оның ұшу жағдайларына және пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшақтың маневрлеріне негізделген бір тексіздігі;
      4) орындалар алдындағы ауыспалы процестерге тән бастапқы режимде қозғалтқыштың шыдамдылық уақыты;
      5) олардың ауа жинағыштары бір бірінен жақын орналасқан жағдайда, тексерілген көрші қозғалтқыш жұмысының режимі.
      Сынақтарды текшелік сынақтар кезінде қозғалтқыштың газсерпінді тұрақты қорының жеткіліктілігінің нанымды дәлел алынбаған жағдайда, пайдаланудың сол бір дағдарысты жағдайлары мен режимдері үшін ғана өткізуге рұқсат етіледі.
      Осы сынақтардың нәтижелерін бағалау кезінде сынақтар кезінде жүзеге асырылатын ұшақтың шекті шектеулерге шығуы кезінде қозғалтқыш жұмысының тұрақтылығы туралы деректердің ескерілуі қажет.
 

      843. Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесін тексеру.
      Қозғалтқыш жұмысын ұшақ жағдайында тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігінің, кедергіден қорғалғыштығының және басқа ұшу-пайдалану сипаттамаларының және техникалық құжаттама талаптарына сәйкестігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, онда:
      1) жүйенің жұмыс қабілеттілігі және оның жұмысындағы имитация кезінде қозғалтқыш жұмысы өлшемдерінің өзгерісі.
      Имитация қозғалтқыштың белгіленген режимдерінде және жердегі және ұшудағы ең жоғары газ температуралы ауыспалы процестері кезінде орындалуға тиіс;
      2) электрондық блоктар жүйесінің оларға ұшақтың басқа функционалдық жүйелерінің ықпалдары кезінде және жерде қызмет көрсететін, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, электр магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу құралдарының кедергіден қорғалғыштығы;
      3) ұшақты пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы (турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жалған жұмыс істеуін болдырмау үшін) қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезінде мүмкін болатын ең жоғары газ температурасының ауытқуларын өтеу үшін талап етілетін жүйе жұмысының өлшемі бойынша қордың жеткіліктілігі;
      4) пайдаланудағы жүйе жұмысын бақылау құралдарының, егер олар бар болса, жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
 

      844. Помпаж кезінде қозғалтқышты қорғау құралдарын тексеру.
      Қозғалтқыш жұмысын ұшақ жағдайында тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігінің, кедергіден қорғалғыштығының және басқа ұшу-пайдалану сипаттамаларының техникалық құжаттама талаптарына сәйкестігін растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, ол кезде мыналар бағалануы тиіс:
      1) қозғалтқыш жұмысының газы аз жер (ұшу) режимінен шарықтау (ең жоғарғы) режимге дейінгі ауыспалы кезеңдер кезіндегі диапазонда белгіленген режимдеріндегі жерде және ұшуда помпаж белгі берушісінің жұмыс істеуін имитациялау кезінде қорғау құралдары элементтерінің жұмыс қабілеттілігі мен қозғалтқыш жұмысы өлшемдерінің өзгерісі: жүйенің жұмыс қабілеттілігі және оның жұмысындағы имитация кезінде қозғалтқыш жұмысы өлшемдерінің өзгерісі;
      2) электрондық блоктардың автоматты жүйесінің немесе оларға ұшақтың басқа функционалдық жүйелерінің ықпалдары кезінде помпаждың туындауы туралы белгі беру құралдарының және жерде қызмет көрсететін, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, Электрлі магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу құралдарының кедергіден қорғалғыштығы;
      3) ұшақты пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы (помпаж белгі берушісінің жалған жұмыс істеуін болдырмау үшін) қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезінде мүмкін болатын ең жоғары газ температурасының ауытқуларын өтеу үшін талап етілетін жүйе жұмысының өлшемі бойынша қордың жеткіліктілігі бағалануға тиіс.
 

      845. Қозғалтқыштың жұмысын суытатын сұйықтықты оның компрессорына бүрку кезінде тексеру.
      Қозғалтқыштың жұмысын ұшақта тексеру:
      1) жұмыстың орнықтылығын және техникалық құжаттамада берілген талапқа жүйені қолдануға РҰП рұқсат еткен жердегі және ұшудағы жағдайларда сұйықтықты оның компрессорына бүрку кезінде қозғалтқыш өлшемдерінің сәйкестігі;
      2) сұйықтықты бүрку жүйесі элементтерінің жұмыс қабілеттілігі растауға тиіс.
      Тексеру жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізілуге тиіс, онда:
      1) сұйықтықты бүрку жүйесін жерде сынау кезінде және оны РҰП рұқсат еткен ұшу режимдеріне енгізу кезінде шарықтау тартымын (қуатын) қалпына келтірудің және үдетудің талап етілген шамасына олардың сәйкестігі бойынша қозғалтқыштың өлшемдері;
      2) жүйе элементтерінің, ішінде пайдаланудағы оның жұмысын басқару мен бақылау құралдарының жұмыс қабілеттігі;
      3) жүйені басқару ыңғайы және жүйені симметриялық орналасқан қозғалтқыштарға қосу мен алып тастаудың ілеспелілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде қозғалтқыштың жұмысына және сұйықтықты бүрку жүйесіне мынадай факторлардың әсері (егер ол елеулі түрде күтілсе):
      1) жердегі жел жағдайлары және атмосфералық ауаның температурасы;
      2) кеңістіктегі ұшақтың жағдайы және оның әртүрлі координаттық осьтері бойынша жүктелімдері бағалануға тиіс.
 

      846. Ұшақтағы қозғалтқыштың ұшу циклының өлшемдерін тексеру.
      Ұшу циклының өлшемдері, қозғалтқыш жұмысының режимдері, баламалы-циклдық сынақтар мен пайдалану бағдарламасы бойынша сынақтардың сынақтар циклдарын нақтылау мақсатында олардың ұшақтың осы үлгісіндегі қозғалтқышты пайдаланудың күтілетін жағдайлардағы ұзақтығы мен қайталанушылығы анықталуға тиіс. Көлемі ұшу сынақтарының бағдарламасымен айқындалады.
 

      847. Қозғалтқыштың пайдалану технологиялылығын тексеру.
      Тексеру ұшақтың пайдалану жағдайларында ыңғайлы, қауіпсіз және бақылайтын қарап шығу мүмкіндігі, техникалық қызмет көрсету мен, РП және РҚ көрсетілгендерге сәйкес қозғалтқыштарды, олардың бөлшектерін, тораптары мен агрегаттарын айырбастау көрсетілуге тиіс.
      Тексеру кезінде РҚ нұсқалған тұрақ жағдайларында және басқа жағдайларда тікелей ұшаққа тексеру жүргізу қажет екендігін атап өту керек:
      1) ыңғайлы, қауіпсіз және бақылайтын қарап шығудың, техникалық қызмет көрсету мен бөлшектерді, тораптар мен агрегаттарды, механикалық ақауларды табу құралдарын айырбастаудың және РП мен РҚ нұсқауларына сәйкес қамтамасыз етілгендігі;
      2) қуатты қондырғылардың құрамдастарындағы ұшақта пайдаланылатын қозғалтқыштардың өзара алмасымдылығы;
      3) қозғалтқышты консервациялау мен қайта консервациялаудың қамтамасыз етілгендігі;
      4) қозғалтқышты гипрожетектерді тексеру мен реттеудің, реактивтік жылжымалы шүмек элементтерін тексерудің, егер олар қозғалтқышта бар болса (қозғалтқышты іске қоспастан) әуеайлақтық энергия көздерінен қамтамасыз етілгендігі;
      5) қозғалтқыш роторының (роторларының) баяу айналуының қамтамасыз етілгендігі мен ыңғайлылығы.
      Тексеру ұшақты пайдаланудың әртүрлі климаттық жағдайларында жүргізілуі қажет.

124. Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың сынақтары

      Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштар берілетін және бақыланатын текшелік сынақтарға және бағдарламаларда нұсқалған іріктеулерге, ал қажет болған жағдайда қосымша сынақтарға тартылуы тиіс.
      Жөнделетін қозғалтқыштарды сынаған кезде қажет болған жағдайда бағдарламаларда нұсқалған сериялық қозғалтқыштардың берілетін және бақыланатын сынақтарынан өзгешеленетін сынақтардың әдістері мен жағдайлары көзделуі мүмкін.
      Қозғалтқышты бөлшектегеннен кейін бөлшектерінің жай-күйін тексерумен сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың сынақтары мен іріктеулерінің көлемі қысқартылуы мүмкін, егер конструкциясының, сапасының жасауды бақылаудың жетістіктері көрсетілген болса, сондай-ақ сынақтар әдістемесі РП нұсқалған қызмет көрсету ережелері сақталған, қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін жөндеуаралық ресурс ішінде сақтау кезінде қамтамасыз етеді.
      Ескерту. 1. Қозғалтқыштың сынақтар көлемінің немесе іріктеулерінің кез келген қысқартуы қозғалтқыштың пайдаланудағы жұмыс қабілетінің нашарлауы табылған жағдайда немесе қозғалтқыштың конструкциясына елеулі өзгерістер енгізген жағдайда қайта қаралуы мүмкін.
      2. Жөнделетін қозғалтқыштардың сынақтарының көлемі сериялық қозғалтқыштардың сынақтарының көлемінен өзгешеленуі мүмкін.
      3. Қозғалтқыштарды аз сериялармен өндіру кезінде сынақтардың көлемі мен іріктеу саны оларды қысқартуы мүмкін.
 

      849. Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың сынақтарын берілетін және бақыланатын деп бөлген жөн. Берілетін сынақтардың мақсаты:
      1) қозғалтқышты жасау және жинау сапасының техникалық талаптарға сәйкестігін тексеру;
      2) қозғалтқышты жинақтайтын бөлшектер мен агрегаттардың жұмыс істей бастауын жүргізу;
      3) қозғалтқыштың негізгі деректерінің берілген техникалық талаптарға сәйкестігін растау болып табылады.
      Бақыланатын сынақтардың мақсаты:
      4) қозғалтқышты қайталап жинау (берілетін сынақтардан кейін) сапасының техникалық талаптарға сәйкестігін тексеру;
      5) қозғалтқышты жинақтайтын бөлшектер мен агрегаттардың жұмыс істей бастауын жүргізу;
      6) қозғалтқышты реттеуді және баптауды және оның өлшемдері мен сипаттамаларының берілген техникалық талаптарға сәйкестігін тексеру;
      7) қозғалтқыштың негізгі деректерінің берілген техникалық талаптарға сәйкестігін және оның қабылдануын ресми растау болып табылады.
      Ескерту. Берілетін және бақыланатын сынақтардың тиісті негіздері кезінде бірлесуі мүмкін.
 

      850. Сынақтар берілетін және бақыланатын сынақтардың бағдарламаларында көрсетілген бірізділікпен, жалпы талаптарға сәйкес, сондай-ақ мынадай қосымша ережелермен жүргізілуге тиіс:
      1) статикалық жағдайларда ТРД тартымын өлшеу қабылданған үлгінің сынақ текшесінде өткізілуге тиіс. ТВҚ қуатын өлшеу қабылданған тәсілмен әуе бұрамы бар қозғалтқышта жүзеге асырылуға тиіс; сонымен бірге газ ағынының реактивтік тартқышты тиісті дәрежеде ескерілуге тиіс;
      2) сынақтар қозғалтқыштың кіре берістегі майдың ең жоғары температурасы кезіндегі жұмысын қамтуға тиіс. Кіре берістегі майдың ең жоғары температуралы тиісті режимдердегі жұмыс уақыты және осы температураның шамасы сынақтар бағдарламасында көрсетілуге тиіс.
      Мұндай сынақтарды, егер қолда бар материалдар олардың қажет болмағанын дәлелдесе, өткізбеуге болады;
      3) егер берілетін сынақтар барысында қандай да бір негізгі бөлшектерді немесе торапты айырбастаудың қажеттігін көрсетсе, осы сынақтар немесе олардың бір бөлігі келісілген көлемде қайталануға тиіс.
      Егер берілетін сынақтар барысында конструкцияның қандай да бір қосалқы элементін немесе бөлшегін айырбастаудың қажеттігін көрсетсе, онда мұндай айырбасқа құжаттаманың сериялық өндіріс үшін қолданылуына сәйкес қозғалтқыштың басқа данасында тиісті сынақсыз-ақ рұқсат етілуі мүмкін;
      4) берілетін сынақтар барысында қосалқы жабдық пен ұшақ агрегаттарын барлық жетектері қабылданған тәсілмен жүктемелік сәт пайдалану шамаларына толық сәйкес келетін текшелік агрегаттармен немесе арнайы құрылғылармен жүктемеленуге тиіс. Берілетін-бақыланатын сынақтар барысында қозғалтқыштың қалыпты жұмысын қамтамасыз ету үшін қажетті болып табылмайтын агрегаттар орнатылмайды немесе ажыратып тасталады;
      5) берілетін және бақыланатын сынақтардың бағдарламалары ол үшін ауа іріктегіштер орнатылған қозғалтқыш жұмысын қарастыруға тиіс. Сынақтар қосылған ауа іріктегіштері бар қозғалтқыштың жұмыс қабілеттілігін және қозғалтқышқа тиесілі іріктеп алу жүйелерін және агрегаттарының қанағаттанарлық жұмыс істеуін көрсетуге тиіс;
      6) реактивтік шүмегі бар ұшу жағдайлары үшін бекітілген сынақтар өткізу, егер сынақтардың өзгеше белгіленбесе, қарастырылуға тиіс;
      7) барлық сынақтар кезінде қозғалтқыштың осы үлгісіне бекітілген отын мен май қолданылуға тиіс.
 

      851. Қозғалтқыш жұмысының жалпы бағасына және оның сипаттамаларын анықтауға қосымша мынадай шамалардың мәлімделген мәндерін қамтамасыз етуге тиіс:
      1) шарықтау және ең жоғары ұзақтық режимдерінде газдың келтірілген температуралары. Осы температуралар бекітілген ең жоғары шамадан аспауға тиіс. Газ температураларының барлық өлшенген шамалары сынақтар кезінде алынған орташа температурадан ауытқуы келісілген шектерде болуға тиіс;
      2) шарықтау және ең жоғары ұзақтық режимдерінде келтірілген
тартым (қуат). Олардың шамалары келісілген шектерде болуға және
қозғалтқыштың осы үлгісін мемлекеттік сынақтар негізінде белгіленуге тиіс;
      3) келтірілген мәлімделген режимдердегі қозғалтқыш отынының үлестік шығысы;
      4) ең жоғары ұзақтық режиміндегі майдың қысымы;
      5) майды (циркуляциялық шығыс) айдау. Егер май багы қозғалтқыштың бөлінбес бөлігі болып табылмаса, онда айдауды бақылау сынақтарының 4-бөлігін орындаған кезде өлшеген жөн;
      6) майдың орташа сағаттық шығысы;
      7) қолдану мүмкіндігі уақыты.
 

      852. Егер қозғалтқыш сериялық ұшаққа орнату үшін тағайындалса, онда осы сериялық және жөнделетін қозғалтқыштар:
      1) сынақтар бағдарламасында келісілген (С А бойынша ауа өлшемдерімен текшедегі жұмыс кезінде) ауаны іріктеп алу және қосалқы және ұшақтық агрегаттардың жетектеріне жұмсалған қуат шығыны ескерілмеген қозғалтқыштың өлшемдері. Бақылау сынақтары барысында да, кезекті күрделі жөндеуге дейінгі ресурстың соңында да (сериядан таңдап алынған қаралып отырған қозғалтқыштардың жеткілікті санына арналған сипаттамаларды тексеру материалдары бойынша) алынған өлшемдердің мәндерін шашыратып тастау көрсетілуге тиіс;
      2) қысым шамаларының, қоршаған ауаның температурасы мен
ылғалдылығының, ұшудың жылдамдығының, ауаны іріктеп алудың
коэффициентінің мәлімделген өлшемдеріне әсерін қамтуға тиіс.
 

      853. Берілетін және бақыланатын сынақтарды бірлестіру кезіндегі сынақтардың қысқартылған бағдарламасы:
      1) қозғалтқыштың істейтін жұмысын;
      2) қозғалтқышты реттеуді техникалық талаптар бойынша берілген оның өлшемдері мен сипаттамаларына сәйкестігін баптау мен тексеруді;
      3) техникалық шарттарда берілген қозғалтқыштың негізгі деректерінің сәйкестігін растауды;
      4) қозғалтқыштың қабылдауды қамтуға тиіс.

125. Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың
қосымша сынақтары

      854. Кезеңдік (комиссиялық) және технологиялық сынақтарды қамтитын қосымша текшелік сынақтарға сериялық және жөнделетін қозғалтқыштар тартылуы тиіс. Комиссиялық сынақтар шығарылатын өнім сапасының тұрақтылығын тексеруі тиіс.
      Технологиялық сынақтар:
      1) сериялық және жөнделетін қозғалтқыштар үшін енгізілген конструкциялық және технологиялық өзгерістерді;
      2) жөнделетін қозғалтқыштардың шекті тозулары мен санлауларының кестесін;
      3) қозғалтқышты жөндеу үшін топтық жинақты ұстауда тексеруі тиіс.
 

      855. Қозғалтқыштардың сериялық өндірісі үшін газдинамикалық орнықтылық қорының тұрақтылығын бақылау әдістемесі жасалды және қозғалтқышты тексерудің кезеңділігі белгіленді.
 

      856. Техникалық құжаттамада белгіленген белгілі бір уақыт кезеңінде шығарылған партиядан еркін таңдалған бір қозғалтқыш 150 сағаттық сынақтар бағдарламасы бойынша комиссиялық сынақтардан өтуге тиіс.

126. Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың
берілетін сынақтары

      857. Берілетін сынақтардың бағдарламасы 15-кестеде көрсетілген тексерулердің түрлерін қарастыруға тиіс.
      Ескерту. Сынақтардың ұзақтығын 5 бөлікке қысқарту, егер бұл орынды деп танылған болса, рұқсат етілуі мүмкін.

                                                           15-кесте

Бөлік

Жұмыс ұзақтығы
сағ-мин.

Қозғалтқыш жұмысының
режимі

1

-

Екі іске қосу (оның бірі
суықтай)

2

-

Қозғалтқыштың бағдарламада
нұсқалуына сәйкес жұмыс
істеуі қозғалтқыштың жұмыс
қабілеттілігін растауға
қажетті тексеру (мысалы,
отынның және т. б.
шығуының болмауын тексеру)

3

-

4

0-05

Жердегі аз газ

5

0-30

Ең жоғары ұзақтық

6

0-05

Шарықтау

7

-

Аралық (пайдаланылған)
Жердегі аз газдан шарықтау
режиміне дейінгі
мүмкіндіктің үш сынамы және
шарықтау режимінен аз газ
режиміне дейінгі газдың үш
тасталымы.

8

-

Мүмкіндік сынамдары мен
газдың тастамалары
кезіндегі РУД бір секундтан
аспайтын уақыт ішінде орны
ауыстырылуға тиіс.

      858. Берілетін сынақтардан кейін қозғалтқыш оның бөлшектерінің жағдайын тексеру үшін бөлшектенуге тиіс. Қысқартылған көлемде (торап бойынша), егер бұл ақау табу үшін жеткілікті болып танылса, бөлшектеуге рұқсат етіледі.
 

      859. Берілетін сынақтардың қысқартылған көлемі кезінде қосалқы және ұшақтар агрегаттарының жетектерімен бірге сыналған қозғалтқыштардың саны (пайызы) белгіленеді. Сыналатын қозғалтқыштардың бұл саны ескертілген агрегаттардың жүктелімді жетектерімен бірге сынақтарды толық алып тастағанға дейін ақырындап кемітілуі мүмкін.

127. Сериялық және жөнделетін қозғалтқыштардың
бақылау сынақтары

      860. Бақылау сынақтарының бағдарламасы 16-кестеде көрсетілген тексерулердің түрлерін көздеуі тиіс.
      Ескерту. Сынақтардың ұзақтығын 4 бөлікке қысқарту, егер бұл орынды деп танылған болса, рұқсат етілуі мүмкін.

                                                           16-кесте

Бөлік

жұмыс ұзақтығы
сағ-мин

Қозғалтқыш жұмысының режимі

1

-

Үш іске қосу (оның бірі суықтай)

2

-

Қозғалтқыштың бағдарламада
нұсқалуына сәйкес жұмыс істеуі

3

-

Қозғалтқыштың жұмыс
қабілеттілігін растауға қажетті
тексеру (мысалы, отынның және
т.б. шығуының болмауын тексеру)

4

0,15

Ең жоғары ұзақтық
Аз газды жер режимінен шарықтау
режиміне дейінгі мүмкіндіктің үш
сынамасы және шарықтау режимінен
аз газды жер режиміне дейін
газдың үш тасталымы.

5

-

Мүмкіндік сынамалары мен газдың
тастамалары кезіндегі РУД-тың бір
секундтан аспайтын уақыт ішінде
орны ауыстырылуға тиіс.

6

0-05

Шарықтау
Шарықтау режимінен аз газды жер
режиміне дейін айналу жиілігі
диапазонын қамтитын жұмыстың
пайдалану режимдерінің
саласындағы қозғалтқыштың
сипаттамаларын айқындау. Айналу
жиілігін төмендеткен кезде
сипаттаманың кемінде жеті
нүктесі, ал айналу жиілігінің
кері өзгерісі кезінде - бес нүкте
анықталуға тиіс.

7

-

128. Ресурстарды ұлғайту

      861. Жалпы талаптар.
      Сериялық қозғалтқыштың бірінші күрделі жөндеуге дейінгі ресурсын және жөндеу аралық ресурсын көбейту осы жаңғырту қозғалтқыштарының барлық паркі үшін немесе осы жаңғыртудың сериялары үшін жүргізілуге тиіс.
      Көбейтілген ресурстарды растау үшін (бірінші күрделі жөндеуге дейін тағайындалған, жөндеу аралық) сынақтар циклына қажет болған жағдайда қозғалтқыштар паркін пайдаланудың нақты жағдайлары туралы жинақталған деректерге сәйкес нақтылаулар енгізілуге тиіс.
      Сериялық қозғалтқыштың ресурстарын пайдаланудың үшінші жылынан бастап көбейту кезінде қозғалтқышты ұшуда ажыратып тастауға алып келетін істен шығудағы расталған істелген жұмыс 5 сағаттан аспайтын ұшу ұзақтығы бар ұшақтардың қозғалтқыштары үшін кем дегенде 14000 сағат және 5 сағаттан аспайтын ұшу ұзақтығы бар ұшақтардың қозғалтқыштары үшін кем дегенде 20000 сағат болуға тиіс.
      Көрсетілген істен шығуға істелген жұмыс пайдаланудағы және пайдаланудың алдыңғы екі жылы үшін қозғалтқышты ұшуда ажыратып тастауға алып келетін істен шығу санындағы қозғалтқыштың жиынтықты істелген жұмысы бойынша анықталады.
 

      862. Қозғалтқыштың тағайындалған ресурсын ұлғайту.
      Қозғалтқыштың уақытша тағайындалған ресурсын көбейту баламалы-циклдық сынақтармен расталады.
      Негізгі бөлшектер мен тораптардың уақытша тағайындалған ресурсын көбейту олардың БЦС негізінде жүргізіледі. Осы сынақтарды жүргізу кезінде пайдалануда алдын-ала істелген жұмысы бар негізгі бөлшектер мен тораптарды пайдалану ұсынылады.
 

      863. Ресурсты алғашқы күрделі жөндеуге дейін ұлғайту.
      Ресурсты алғашқы күрделі жөндеуге дейін ұлғайту екі қозғалтқыштың баламалы-циклдық сынақтарымен расталады.
      Ресурсты ұлғайту кезінде қозғалтқыштар паркін пайдалану нәтижелері туралы және бұрын қолданыстағы ресурстардың шектерінде оларды жөндеу кезінде қозғалтқыштардың ақауларын табу туралы деректер ескерілуге тиіс. Қосымша диагностикалық ақпарат алу үшін әрбір 500-100 сағат істелген жұмыстан кейін істелген жұмысы барынша көп қозғалтқыштардың ішінен 1-2 қозғалтқышты бөлшектеу және ақауын табуды жүргізу ұсынылады. Көрсетілген қозғалтқыштардың есебіне басқа себептер бойынша пайдаланудан алынған қозғалтқышты пайдалануға рұқсат етіледі.
      Баламалы-циклдық сынақтар ресурсын ұлғайтуға қатысы бойынша сынақтар циклдарының санына қарай қормен жүргізіледі. Ресурстар кезінде 2500 сағатқа дейінгі қор 20%-бен қабылданады, ал үлкен ресурстар кезінде қор сынақтар циклдарының саны бойынша 500 сағатқа белгіленген ресурсқа қатынасы бойынша істелген жұмысты арттыруға сәйкес келуге тиіс.
      Сынақтар циклдарының санын қажетті санға дейін пысықтау жолымен бұрын белгіленген ресурсты немесе оның сағаттарда және ұшу циклдарында қозғалтқыштың нақты істелген жұмысы толық есепке алынған бөлігін пайдалануда сынақтар жұмысты тындырған қозғалтқыштарда жүргізілуге тиіс.
      Сынақтардан табысты өткен қозғалтқыштар ресурсты одан әрі ұлғайту мақсатында сынақтарды жалғастыру үшін бөлшектеусіз пайдаланылуы мүмкін.
      Қозғалтқыштардың көрсетілген біреуінің сынақтары пайдалану бағдарламасына қарай, бірақ қормен жүргізілуі мүмкін.
 

      864. Жөндеуаралық ресурстарды белгілеу.
      Жөндеу аралық ресурстар қозғалтқыштың тағайындалған ресурсының шегінде белгіленеді.
      Әрбір жөндеуаралық ресурсты белгілеу үшін мынадай жұмыстар жүргізіледі:
      1) бір жөнделетін қозғалтқышқа жасаушы зауытта баламалы-циклдық сынақтар өткізу;
      2) бір жөнделетін қозғалтқышқа келісілген бағдарлама бойынша жөндеу зауытында сынақтар өткізу;
      3) қозғалтқыштар паркін пайдалану тәжірибесін қорыту.

129. Қуатты және қосалқы қондырғылар жүйесі
және ұшақты өрттен қорғау

      865. Қуатты қондырғы (ҚҚ) - тартымды жасауға қажетті ұшақ элементтерінің жиынтығы. Қуатты қондырғы әуе бұрамының (ТВҚ үшін) қозғалтқышын, отын, май жүйесін, қозғалтқыштарды басқару жүйесін, бақылау, суыту, ауа жинағыш, өрттен қорғау жүйелерін және т.б. қамтиды.
 

      866. Қосалқы қуатты қондырғы (ҚҚҚ) - сығымдалған ауаның, электр энергиясының, вал қуатының көздері болып табылатын және жерде және ұшуда ұшақ жүйелерінің жұмысын қамтамасыз ету үшін, оның ішінде ҚҚ қозғалтқыштарды іске қосу үшін тағайындалған қосалқы газтурбиналық қозғалтқышы бар (ҚГТҚ) элементтердің және ҚҚ қозғалтқышына орнатылған алғашқы көздер істен шыққан жағдайда ұшуда ұшақты электрмен жабдықтау жүйелерінің жиынтығы.
 

      867. Қуатты және қосалқы қондырғылардың жұмысын бақылайтын құралдар - қозғалтқыштар жұмысының өлшемдері мен қуатты және қосалқы қондырғылардың жүйелерін өлшеу мен индекстеуді қамтамасыз ететін аппаратура.
 

      868. Отын жүйесі - отынды ұшаққа орналастыруға, оны белгілі бір тәртіппен шығаруға, отынды ҚҚ және ҚҚҚ қозғалтқышына және басқа тұтынушыға беруге, сондай-ақ қосалқы функцияларды орындауға арналған жүйе.
 

      869. Отынды орталықтандырылған құю жүйесі - құрылғылар мен труба құбырларын қамтитын, отынды қысыммен беру кезінде бактарды берілген бірізділікпен және белгілі бір мөлшерде отынмен толтыруды қамтамасыз ететін ұшақтың отын жүйесінің бір бөлігі.
 

      870. Отынды апатты құйып алу жүйесі - құрылғылар мен труба құбырларын қамтитын, қажет болған жағдайларда атмосферада ұшу уақытында бактардан белгілі бір мөлшерде отынды тез құйып алуды қамтамасыз ететін ұшақтың отын жүйесінің бір бөлігі.
 

      871. Отын бактарын дренаждау жүйесі - құрылғылар мен труба құбырларын қамтитын, атмосфералы бактардың ауа қуыстарының хабарларын қамтамасыз ететін ұшақтың отын жүйесінің бір бөлігі.
 

      872. Отынның кессон бағы - отынды орналастыруға арналған ұшақ конструкциясының герметизацияланған бөлігі.
 

      873. Отынды шамалы айдау сорабы - отынды шығыс багынан немесе отын багының шығыс бөлігінен қозғалтқыштарға беретін сорап.
 

      874. Отынды айдау сорабы - ұшақтың бір отын бактарынан екіншісіне айдауға арналған сорап.
 

      875. Отынының шығыс багы - отынды қозғалтқыштарға (қозғалтқышқа) және басқа тұтынушыларға беретін ұшақтың отын багы.
 

      876. Отын багының шығыс бөлігі - ұшақтың отынды қозғалтқышқа және басқа тұтынушыларға беретін отын багының бір бөлігі.
      Май жүйесі - қозғалтқыш пен қуатты қондырғының агрегаттары мен тораптарын қамтитын, майдың орналасуы мен суытылуын, сондай-ақ оның жұмысы барысында қозғалтқыштың үйкелісін майлау мен суыту үшін оның айналысын қамтамасыз ететін ҚҚ жүйесі.
 

      877. Қуатты қондырғыны суыту және желдету жүйесі - мотогондол конструкциясының жылу кернеулі элементтерін, қозғалтқыштың сыртқы корпустары мен агрегаттарын суыту, ал ҚГТҚ үшін оны ұшуға іске қосуға қосымша қажетті температуралық жағдайлар жасау үшін ауаны әкелу мен шығаруды қамтамасыз ететін ұшақ пен қозғалтқыш элементтерінің жиынтығы.
 

      878. Қозғалтқыштарды басқару жүйесі - іске қосуды жұмыс режимін (тартымды немесе қуатты) өзгерту мен ұстап тұруды және әрбір қозғалтқыштың қуатты қондырғыны ажыратып тастауды қамтамасыз ететін барлық элементтердің жиынтығы.
 

      879. Ұшақты өрттен қорғау құралдарының кешені - өрттен қорғаудың конструктивтік шараларының, өрт дабылдары мен өрт сөндіру құралдарының оларды ұшақта бақылау мен басқарудың жиынтығы.
 

      880. Өрт қауіпі бар қуыс - ұшақтағы өрт ошағы туындауының әлеуетті қауіптілігі бар қуыс.
 

      881. Өртке қарсы қолданылатын кран - отынның өрттен қауіпті қуыстың қозғалтқышқа және басқа тұтынушыларға түсуін тоқтатуға арналған қашықтықтан басқарылатын құрылғы.
 

      882. От өтпейтін материал - алау диаметрі 120 мм және 1100 + 50 о С температурамен 15 мин ішінде керосинді немесе газды лампаның жалынын өткізбейтін материал.
 

      883. Отқа төзімді материал - алау диаметрі 120 мм және 1100 + 50 о С температурамен 5 мин ішінде керосинді немесе газды лампаның жалынына шыдайтын материал.
 

      884. Ұшақтың қуатты қондырғысындағы қозғалтқыштар мен олардың жүйелері әрбір қозғалтқыш тиісті жүйелермен басқа қозғалтқыштарға тәуелсіз басқарылатындай және жұмыс істейтіндей жағдайда бір бірінен алыс орналастырылуға және оқшауландырылуға тиіс.
      Қуатты қондырғы жүйелерінің кез келген біреуі істен шықса (отын, май, басқару және т.б.) біреуден көп қозғалтқыштың істен шығуға әкелуіне тиіс емес.
 

      885. Қуатты қондырғы мен ҚҚҚ жүйелерінің және олардың элементтері мен агрегаттарының қалыпты жұмысы қамтамасыз етілуге тиісті атмосфералық ауаның температураларының, қысымдары мен ылғалдылығының шекті мәндерінің жиынтығы.
 

      886. Қуатты қондырғы мен ҚҚҚ жүйесі барлық қозғалтқыштардың жұмысын пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларындағы (мысалы, қозғалтқыш жұмысының барлық режимдері, ұшақтың ережелері мен жүктемелері, атмосфералық жағдайлары, отын температуралары кезінде) жүйенің жұмысын анықтайтын белгіленген талаптарға сәйкес барлық қозғалтқыштардың жұмысын қамтамасыз етуге тиіс.
 

      887. Ұшақтағы қозғалтқышты іске қосу жүйесі қозғалтқыштардың біреуін (кез келгенін) іске қосу мен жұмыс істейтіндердің энергиясын пайдаланып кейіннен іске қосу мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      888. Қуатты және қосалқы қондырғылардың элементтері технологиялылығы, қызмет көрсетуді жүргізу және қолданылатын материалдар бойынша сәйкес келуге тиіс.
 

      889. Қуатты қондырғының негізгі элементтері мен ұшақ конструкциясының арасындағы әлеуеттер айырмашылығының туындау мүмкіндігін болдырмау үшін олардың арасында талаптарды қанағаттандыратын электрлік байланыстар (металдандыру) қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      890. Қуатты қондырғының отын, май, өрт және басқа жүйелерінің труба құбырлары қолданыстағы Нормаларға сәйкес таңбалануға және тоттанудан қорғалуға тиіс.
 

      891. Әуе винті бар ұшақта:
      1) әуе винті қалақтарының ұштары мен ШҚЖ үстіңгі бетінің арасындағы қашықтық, ұшақтың ең жоғары рұқсат етілген ұшу массасына дейін G max д.в (3.2.31 сәйкес) жүктемеленген кезде топырақты әуе айлақтарда пайдалануды қоса алғанда, пайдаланудың қалыпты жағдайларын қамтамасыз етуге тиіс. Амортизаторлар толық жаншылған жағдайда жерге дейінгі қашықтық 180 мм кем болмауға тиіс және сонымен қатар әуе винті қалақтарының ұшы мен жердің арасындағы дөңгелектің үрленген қабы кезіндегі саңылау қамтамасыз етілуге тиіс;
      2) ұшақ қалақтарының ұшы мен басқа бөліктерінің арасындағы қашықтық (фюзеляж, басқа әуе винті қалақтарының ұштары және т.б.) 250 мм-ден кем болмауға тиіс. Егер онымен бірге ұшақтың винтінің немесе бөліктерінің тербелісі байқалған болса, онда бұл қашықтық көбейтілуге тиіс;
      3) флюгер жағдайындағы винт қалақтарының артқы жиегі мен ұшақтың жылжымайтын бөліктерінің арасындағы саңылау кем дегенде 25 мм болуға тиіс;
      4) 454 және 455-тармақтарда көрсетілген жағдайларда кокты мұздың пайда болуынан сақтайтын кок винтінің ПОС-та қарастырылуға тиіс.
 

      892. Ұшақтағы қуатты қондырғы мен ҚҚҚ жұмысын бақылау үшін бақылау құралдары орнатылуы тиіс.
 

      893. Қуатты қондырғы жүйелерінің конструкциясында стандартталған және біріздендірілген агрегаттар барынша пайдаланылуға тиіс.
 

      894. ҚҚ мен ҚҚҚ жүйелерінің электр тізбектерінде, сондай-ақ өрттен қорғау жүйелерінде арнайы талаптар көзделген жағдайлардан басқа, қолданылатын сындар қанағаттандырылуға тиіс.
 

      895. Қуатты қондырғы және ҚҚҚ жүйелері ұшуға жарамдылығының жалпы талаптарына сәйкес жобалануға тиіс.
 

      896. Электр энергиясын тұтынатын ҚҚ және ҚҚҚ агрегаттары мен жүйелері талаптарға сәйкес келуге тиіс.

130. Отын жүйесі

      897. Отын жүйесі және оның агрегаттары:
      1) пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларында осы ұшақты пайдалану үшін қабылданған отынның және олардың қосылыстарының маркаларымен жұмыс істеген кезде қозғалтқыштарға отынды үздіксіз беруді;
      2) РҰП көзделген ұшақтың барлық ұшу режимдерінде бактарға отын құюдың мүмкін болатын пайдаланудың барлық нұсқалары кезінде берілген бірізділікте отынды автоматты түрде шығаруды;
      3) автоматтың ақаулық жағдайында және жұмыс істейтін және істемейтін қозғалтқыштар санының ұшуда мүмкін болатын барлық үйлесімдері кезінде қажетті бірізділікті;
      4) отынды айдап әкелу және қайта айдаудың әрбір бактік электр жетекті сорғыны жеке-жеке қосу мен ажыратып тастау мүмкіндігін;
      5) бактардың кез келген топтарынан кез келген қозғалтқышқа қиылыс керегінің магистральдары бойынша отынды қиылыс беру мүмкіндігін;
      6) ҚҚ қозғалтқыштарын ажыратып тасталған айдау сораптары кезінде отынмен қоректендіру (ерекше жағдайларда) қозғалтқыш жұмысының мынадай режимдерінде:
      газы аз ұшу режимінен 0-ден 2000 м-ге дейін ұшудың шарықтау биіктігіне дейін;
      газы аз ұшу режимінен 0-ден кем дегенде 6000-8000 м-ге дейін ұшу биіктіктеріндегі пайдалану шектеулерінің шектеріндегі ұшақтың орталықтандыру мен көлденең теңгерімін сақтай отырып, ең жоғары ұзақтыққа дейін. Ұшақты олардың қорегі өзі ағатын отынмен қамтамасыз етілген биіктікке дейін қозғалтқыштарын тоқтатпастан төмендету мүмкіндігі үшін электр энергиясының жарамды көзінің желісіне айдап әкелу сораптарының қажетті санын автоматты түрде қосу қарастырылуға тиіс. Осы талаптар орындалмаған жағдайда ажыратып тасталған сораптар кезінде қозғалтқыштардың көрсетілуге тиісті сенімді қорегі басқа құралдармен қамтамасыз етіледі;
      7) генераторлардың (қоректену көздері) істен шығуының салдарынан айдап әкелу мен қайта айдаудың бактық сораптарын ажыратып тастағаннан кейін осы ерекше жағдай үшін ұзақтығы РҰП көзделген режимдерде ұшуды жалғастыру мүмкіндігін;
      8) жағымсыз және оқтық жанындағы сатылас жүктелімдер кезінде ұшуда қозғалтқыштардың отынмен қорегі кем дегенде 5 с ішінде, оның ішінде ұшуда үздіксіз жағымсыз жүктеліммен кем дегенде минус 0,5 бірлік, қозғалтқыштардың қорегінің труба құбырларындағы отын қысымы ерекше жағдайлар үшін пайдалану шектеуінің шамасынан кем болмауға тиіс;
      9) мүмкін болатын барлық шығыстар кезінде пайдалану құжаттамасында көрсетілген шамадан төмен жүйедегі қысымды азайтуға алып келетін гидравликалық қарсыласуды көбейтпестен айдап әкелудің істен шыққан сорабы арқылы отынның ағу мүмкіндігі; олай болмаған жағдайда отын берудің айналдырылған - шунттау сызығы қарастырылуға тиіс;
      10) РҰП көзделген жағдайлар да жерде және ұшуда қозғалтқыштарды іске қосу үшін отынның қажетті қысымы мен шығысын жасауды;
      11) отынның бір маркасынан екіншісіне көшу немесе олардың қосылыстарын (осы ұшақты пайдалану үшін қабылданған отындардың ішінен) отын жүйесінің элементтерін қосымша қайтадан реттеместен қолдануды;
      12) жүйелердің жарамдылығын жерде ұшар алдында және ұшуда бақылау мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      898. Барлық белгіленген және ауыспалы режимдердегі жұмыс кезінде қозғалтқыштың осы үлгісінің пайдалану құжаттамасында көрсетілген шектерде болуға тиіс.
 

      899. Отынды кез келген қозғалтқыштан беру жүйесіндегі, оның ішінде қосалқы жүйедегі істен шығу немесе жарамдылығы:
      1) басқа қозғалтқышқа отын беруді бұрмалаушылыққа әкелуге;
      2) басқа қозғалтқыштардың сенімді жұмысын қамтамасыз ету үшін экипаж мүшелерінің дереу араласуын талап етуге тиіс емес.
 

      900. Егер отынды қозғалтқыштарға беру бірнеше бактардан (бактардың топтарынан) бірізділікпен жүргізілсе, онда бір бактан отынды шығару аяқталған және имитациясы бактан қорекке көшу сәтінде қозғалтқыштың негізгі сораптарына кіре берістегі қысым пайдалану шектеулерінде көрсетілген мәннен төмен кемітілмеуге тиіс.
 

      901. Бактардың сыйымдылығы ұшақтың осы үлгісін пайдалану үшін рұқсат берілген барлық отын маркілерін пайдалану кезінде отынның тығыздығы, температурасы мен басқа өлшемдері ескерілген талаптарын ескеріп, берілген ең жоғары қашықтықпен және ұзақтықпен ұшуға арналған отынды орналастыруды қамтамасыз етуге тиіс.
 

      902. Ұшақтағы отынның белгі берілген резервтік қалдығының шамасы - ұшақтың экипажына бактардағы отынның қалған қоры туралы немесе ұшудың шектелген уақыты туралы автоматты түрде ақпарат (дабыл) берілетін бактардағы отынның саны (көлемі) крейсерлік режимде және ұшудағы рейстік биіктіктерде қозғалтқыштардың сенімді жұмысын кем дегенде 45 минут ішінде қамтамасыз етуге тиіс.
      Жергілікті әуе желілерінің ұшақтары үшін белгі берілген резервтік отын қалдығының шамасы бактарға ең жоғары көзделген отын құю кем дегенде 15%-ды құрауға тиіс.
 

      903. Жүйе ұшар алдында ұшақ бактарындағы отынның температурасы минус 50 о С-тан плюс 45 о С-қа дейінгі шектердегі кезде және ұшақ пайдаланылуы мүмкін отын буларының ең жоғары мүмкін болатын серпінділігі кезінде ұшудың барлық режимдерінде және биіктіктерінде қозғалтқыштардың отынмен сенімді қоректенуін қамтамасыз етуге тиіс.
 

      904. Отында ерітілген және бактар мен отын жүйесінің элементтерінде одан бөлінген су жүйе жұмысын бұзуды тудыруға тиіс емес.
 

      905. Ұшаққа орнатылатын отын сораптары пайдалану процесінде тораптың тозатындығын ескере отырып, өндіргіштігі бойынша барынша аз қажетті артық өлшемді болуы тиіс.
 

      906. Жүйеде және оның агрегаттарында жүйені отынмен толтыру, бактардағы отын сораптары мен жинағыштарынан ұшуда оны қысқа мерзімді құйып алу кезінде және бактарды босату процесінде қозғалтқыштар жұмысында бұрмалаушылықтар туғызуға қабілетті әуе тығындары түзілуге тиіс; толық босатылған жүйеге отын құйылғаннан кейін ауаны шығару қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      907. Егер жүйеде ауаны шығаруға немесе басқа мақсаттарға арналған тұрақты қолданыстағы отынды қайта босату бар болса, онда осы отынды құйып алу жүйенің шығыс багына немесе, егер бірнеше шығыс бактары бар болса, ондай жағдайда, бактарды пайдаланылмаған қалдықтарды елеулі көбейтуді немесе олардың асып төгілуі туындамайтындай етіп, сондай-ақ берілген бірізділікте отынды автоматты түрде шығарудың бұзылуына әкелмейтіндей етіп жүргізілуге тиіс.
 

      908. Егер жүйеде отынды бір бактан екіншісіне қайта айдау немесе қайта ағызу көзделген болса, онда осы бактан, РҰП көзделген қиыспа қоректену магистралі арқылы бірнеше қозғалтқыштарға отын беру
жағдайларын қоса, барлық мүмкін болатын шығыстар кезінде толтырылатын бактағы отынның берілген деңгейін қолдау, сондай-ақ отын және басқа жүйелердің агрегаттарын қолданысқа әкелу үшін отынды жұмыс сұйықтығы ретінде пайдалану қамтамасыз етілуге тиіс. Отынды бір бактан екіншісіне қайта айдау немесе қайта ағызу кезінде олардың асып-төгілу нәтижесінде бактардың ақаулық мүмкіндігі болмауға тиіс.
 

      909. Қол жетімді және ыңғайлы пайдалануда құйып алу шүмегі арқылы отынды толық құйып алу қамтамасыз етілуге тиіс. Ұшақтардағы сораптармен жабдықталған отын бактары осы сораптарды отынды құйып алуды жеделдету және құйып алу нүктелерін азайту үшін пайдалану ұсынылады.
 

      910. Негізгі отынды құйып алуға, отынды апаттық құйып алуға арналған штуцерлер, отын бактарын дренаждау және отынның ағуы мүмкін басқа элементтерінің штуцерлері бұл орайда отынның ұшақтың үстіңгі бетіне ҚҚ мен ҚҚҚ қозғалтқыштарының ауа жинағыштарына өрт жағдайында қауіпті және қозғалтқыштардың қалыпты жұмысын бұзушылыққа алып келетін мөлшерде түсуін болдырмайтындай етіп орналастырылуға тиіс. Құйып алынған отын мен оның буы экипаж бен жолаушылардың кабиналарына тап болмауға тиіс.
 

      911. Жүйе шассиі жиналған ұшақты апаттық қондыруды орындаған жағдайда өрт тудыруға қабілетті бұзылушылықтар мүмкіндігі болмайтындай етіп орындалуға тиіс.

131. Отын бактары және ұшаққа отын құю

      912. Әрбір бак пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшақтағы отын бактарының ұшырауы мүмкін тербеліске, екпінді күшке, сұйықтықтың ықпалына, конструкциялық және температуралық жүктемелерге шыдауға тиіс.
 

      913. Әрбір бакта жылытқан кезде отынның көбеюіне байланысты бактың жалпы сыйымдылығының кем дегенде 2% бос көлемінің болуы ұсынылады. Құятын аузының немесе орталықтан май құятын жүйе автоматикасының орналасуы бос көлемді толтыру мүмкіндігін болдырмауға тиіс. Егер бос кеңістік көлемі 2%-дан аз көзделсе, бактардың асып-төгілуі мен жылытылғаннан кейін оның мөлшерінің көбеюі кезінде отынның төгілуін болдырмайтын басқа шаралар қабылдауға тиіс.
 

      914. Жүйедегі бактардың төменгі нүктелерінен немесе тұндырғыштардан тұндырғыны құйып алу қамтамасыз етілуге тиіс, сонымен бірге құйып алу крандарының саны мүмкіндігінше ең аз болуға тиіс. Бактың тұндырғышының жеткілікті көлемі (бактың кем дегенде 0,1% көлемі ұсынылады) болуға және бактың барлық бөліктерінен су жинау қамтамасыз етілуге тиіс. Құйып алу шүмегі жабық жағдайда сенімді тіркелуге тиіс.
 

      915. Ұшақта жұмсақ (салынатын) бактарды орналастыру кезінде мыналарды орындау қажет:
      1) бакті бекіту анықталған олар орналасқан жерлерде ұшақ конструкциясының элементтерінде қолданылатын жүктемелерге шыдауға тиіс;
      2) олардың бекітілуі бактары мен элементтердің арасында жұмсақ төсемдер орнатылуға тиіс, төсем материалдары отынды сіңіріп алмауға тиіс;
      3) бак орналастырылған бөліктердің ішкі беттері тегіс болуға және бактардың қабырғаларына зақым келтіруге қабілетті шығып тұратын бөліктері болмауға тиіс, немесе соңғысының арнайы қорғанышы көзделуге тиіс;
      4) бактар орналастырылған бөліктерде аздап ағу пайда болған жағдайда және оны табу үшін отынның және оның буларының жинақталуының алдын алатын дренаждау немесе желдету тесіктер көзделуге тиіс;
      5) бактарды фюзеляжға орналастыру кезінде отынның және оның буларының экипаж бен жолаушылардың кабиналарына түсу мүмкіндігін болдырмауға тиіс;
      6) отын бактарының ішіндегі ақаулы болған кезде отын буларының жалындауын тудыруға қабілетті электр сымдары мен олардың қосылыстары металл трубаға (қапқа) орналастырылуға тиіс;
      7) ұшақтағы бактар талаптарға сәйкес келуге тиіс.
 

      916. Бактар-кессондардың бактың ішкі қуыстарын қарау мен жөндеуге және агрегаттар мен труба құбырларын айырбастауға арналған люктары болуға тиіс.
 

      917. Бактар отынның шайқалуын азайтатын және бактардың қабырғаларына отынның екпінді ықпалын төмендететін құрылғылармен жабдықталуға тиіс.
 

      918. Бактардың оларға арматуралармен және агрегаттармен (жылу өлшегіштерінің датчиктері, айдау сораптары, қалқымалы клапандар және т.б.) ұшаққа бекітілетін элементтермен толық монтаждалған үлгілері:
      1) отын багының, осы ұшақ үшін ең жоғары рұқсат етілген қосынды жүктемелер кезінде, бактарға толық май құйылған кезде 125% ең жоғары үрлеу қысымына тең қысыммен тексерілуге тиіс; сынақтар кезінде нәтижеленген қысым кем дегенде 0,25 кг/см 2 болуға тиіс;
      2) бактар-кессондар үлгілерін тиісті тербелісті жүктемелер кезінде және бос бактар мен 0,75 сыйымдылыққа отын толтырылған кезде осы тармақтың талаптарына сәйкес бактарды бір мезгілде үрлеумен жасалатын сынақтарға тап болуға тиіс.
 

      919. Бактардың жалпы сыйымдылығы 3000 л-ден асатын ұшақтардың отынды орталықтан құятын жүйесі болуға тиіс. Аз сыйымдылық кезінде құю аузы арқылы үстінен май құюға рұқсат беріледі.
 

      920. Егер ұшақта отынды орталықтан құятын жүйе көзделген болса, ол:
      1) бактардың барлық топтарын отынмен бір мезгілде және жеке-жеке толтыруды;
      2) бактардағы отынның ең жоғары деңгейін автоматты түрде және қосарлана шектеуді және ұшақтың бактары мен труба құбырларын олардың қысымының мөлшерден тыс артуынан сақтауды;
      3) май құю барысында ұшақтың ауырлық орталығының рұқсат берілген шектерінде сақтауды;
      4) штуцерді немесе шланганы май құю штуцерінен ажыратып тастау кезінде оның төгілуін болдырмау үшін труба құбырларын отыннан босату;
      5) күндізгі және түнгі жағдайларда, әдеттегідей, май құю орнынан құйылатын майдың санын бақылауды;
      6) халықаралық стандарттардың май құятын штуцерлерін пайдалану жолымен ұшаққа май құюды қамтамасыз етуге тиіс.
 

      921. Ұшақтың осы үлгісі үшін ең жоғары мүмкін болатын май құю кезінде бактарға отынның қарқынмен түсуінен отын алдындағы кеңістікте соңғысы статистикалық электрлендірудің қауіпті разряды түзілмеуге тиіс.
 

      922. Отын немесе су жинағыштар бактардағы айдап шығару сорабында көлемі 2,5-4,0 мм қорғайтын ұяшық тормен немесе бакқа кездейсоқ түскен отын труба құбырларына бөгде заттардың түсу мүмкіндігін болдырмау үшін басқа құралдармен жабдықталуға тиіс. Қорғау торы отын труба құбырының шығу қиылысының аумағын 5 есе арттыратыннан кем емес тіршіліктік қиылысы болуға тиіс. Егер тор қатып қалуға ұшыраса, онда отынның талап етілген санын қозғалтқышқа үздіксіз беруді қамтамасыз ететін құралдар қарастырылуға тиіс.
 

      923. Бактардағы шығарылмаған отын қалдықтары бактың жалпы көлемінің 1%-нан (ерекше жағдайлардағы айдап әкелу мен қайта айдау сораптарының сөндіру жағдайынан басқа) аспауға тиіс.

132. Отын жүйесінің труба құбырлары мен арматурасы

      924. Жүйенің труба құбырлары мен оларды қосу элементтері:
      1) герметикалықты және белгіленген қормен беріктікті ысырап етпестен отын қысымының жүйесіндегі жасалатын пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшақтағы труба құбырлары мен оларды қосу элементтері тап болуы мүмкін тербеліске, екпінді күшке, сұйықтықтың ықпалына, конструкциялық және температуралық жүктемелерге тағайындалған ресурстың шегінде шыдауға;
      2) ұшақты және қозғалтқыштарды басқару жүйелерінің каркаспен, жабдықпен және жылжымалы бөлшектермен кепілдендірілген саңлаулары болуға;
      3) отынның ағуын табу үшін және отын мен оның буларының жинақталуының алдын алу үшін дренаждық немесе желдету тесіктерімен жарақталған ұшақтың бөліктерінде, қаптарында және басқа бөлімдерінде орналасуға;
      4) техникалық қызмет көрсету кезінде олардың жағдайын қарау және тексеру үшін құралмен ыңғайлы баруға тиіс.
 

      925. Салыстырмалы түрде орын ауыстыруға ұшырауы мүмкін ұшақтың әртүрлі бөлігі арқылы өтетін труба құбырлары учаскелерінің мүмкін болатын деформацияның орнын толтыратын элементтері болуға тиіс.
 

      926. Отын жүйесінің жұмысын бұзуды тудыруға қабілетті сандарда ауа мен тұнба жинақталуы мүмкін труба құбырларының баулығы мен»"ілгегі" (V кері нысандағы) болмауға тиіс.
 

      927. Барлық өрттен қауіпті аймақтардағы труба құбырларының төсемі өрт қауіпсіздігі талаптарына сәйкес келуге тиіс.
      Отын беру магистралында бактар мен қозғалтқыш бөлігінің өрт қалқанының арасындағы әрбір қозғалтқышқа ұшуда экипаждың кабинасынан басқарылатын және талаптарды қанағаттандыратын өртке қарсы кран орнатылуға тиіс.
      Кранмен электрлік басқару жағдайында шүмекпен басқарылатын жүйе 1-санатқа жатқызылуға тиіс.
      Кез келген қозғалтқыштың өртке қарсы шүмегін жабу отынды ұшақтың басқа қозғалтқыштарына беруді тоқтатуға алып келмеуге тиіс.
 

      929. Егер отын магистралдарында тұйық көлемдер бар болса, онда олар ұшақтың ұшуында және тұрған кездегі отын температурасы өзгерген жағдайда қысымның мөлшердегіден жоғары артуының алдын алу үшін түсіру клапандарымен немесе басқа құралдармен жабдықталуға тиіс.
 

      930. Экипаждар, жолаушылар мен жүктер орналастырылған ұшақтың бөліктері арқылы өткен отын труба құбырлары кенеттен болатын зақымдардан қорғалуға және мүмкіндігінше ажырамалары болмауға тиіс. Егер көрсетілген бөліктерде ажырамалар болса, онда герметикалық ажырама бұзылған жағдайда бөліктерге отынның түсуін болдырмайтын шаралар көзделуі тиіс.
 

      931. Труба құбырлары мен олардың қосылыстары олардың қате монтажының мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      932. Кері бағытта жұмыс істейтін жағдайда кері клапандарды орнату мүмкіндігін болдырмауға тиіс.
 

      933. Жылу жүйесінің крандарын, клапандары мен басқа агрегаттарын орнату мен бекіту жалғастырылған труба құбырларына осы агрегаттардан рұқсат етілмеген жүктемелер беруді болдырмауға тиіс.

133. Отын сүзгіштері

      934. Әрбір қозғалтқыштың негізгі сорғысының алдында РП сәйкес тазалайтын жұқа сүзгіш қарастырылуға тиіс. Қосымша тазалау жұқалығы 100 мк сүзгіш орталықтанбаған үлгінің айдап әкелетін магистралдық сораптарының алдында орнатылуға тиіс. Сүзетін элементтерді қарау және алмастыру бактардан отынды құйып алуды талап етпеуге тиіс.
 

      935. Сүзгіштерге немесе жүйеге сүзетін элемент қатып қалған және қоқыстармен бітеліп қалған жағдайларда отынның шығынын сақтайтын қайта босату клапаны орнатылуға тиіс. Жай тазалау сүзгіштері қысымды барынша түсуден сақтайтын белгі бергіштермен жабдықталуы тиіс.
 

      936. Сүзілетіннің үстіңгі беті сүзгіштерді қарау мен тазалау үшін РҚ көзделген мерзімдер ішінде сүзгіштердің жұмыс қабілеттілігін сақтау үшін жеткілікті көлемдері болуға тиіс.

134. Отын бактарын дренаждау жүйесі

      937. Бактарды дренаждау жүйесі:
      1) отын жүйесінің қалыпты жұмысы үшін қажетті және беріктік жағдайлары бойынша рұқсат берілген, ұшудың барлық режимдері мен жағдайлары кезінде (оның ішінде отынды апатты құйып алу кезінде және резервтік қорға тең келетін отынның қалдығымен ұшақтың кенет төмендеуі кезінде), сондай-ақ жерде май құю және отынды құйып алу кезінде ондағы қысымды ұстап тұруды;
      2) ұшуда да, жерде де дренаждау арқылы отынды алып тастаудың болмауын (отынның аздаған шайқалуы белгі ауыстыратын тездеткіштердің қолданысы кезінде ғана рұқсат беріледі) қамтамасыз етуге тиіс.
 

      938. Труба құбырларының төсемі мен сорғытқышты атмосфераға шығару отын бактарына атмосферадан шаң, мұз немесе қар түсе алмайтындай, жиналмайтындай және хабарды тоқтатпайтындай етіп орындалуға тиіс.

135. Отынды апатты құйып алу жүйесі

      939. Егер ұшақтың есептік шарықтау массасы ұсынымдарға сәйкес белгіленген қол жетімді есептік қону массасынан асып түссе, онда ұшақтың қол жетімді оның қонуға дейінгі салмағын азайтуды қамтамасыз ететін ұшуда отынды апатты құйып алу жүйесі болуға тиіс. Отынның талап етілген мөлшерін апатты құйып алу мынадай уақыттың ішінде қамтамасыз етілуге тиіс:
      1) 10000 л-ге дейін құйып алу кезінде 7 минуттан аспауға;
      2) 20000 л-ге дейін құйып алу кезінде 12 минуттан аспауға;
      3) 30000 л-ге дейін құйып алу кезінде 15 минуттан аспауға;
      4) 30000 л-ден жоғары отынды құйып алу кезінде құйып алу жылдамдығы 2000 л/мин көп болуға тиіс.
 

      940. Апатты құйып алу жүйесін конструктивтік орындау:
      1) кез келген жағдайда бактардан ұшақты қондыру кезінде қозғалтқыштарды қоректендіру үшін пайдаланылатын отынның анықталған резервтік қалдықтан деңгейі төмен отынды құйып алуға болмайтындай;
      2) кез келген сәтте апатты құйып алуды тоқтатуға болатындай;
      3) отынды құйып алуды орындау ұшақты басқаруға теріс әсер етпейтіндей болуға тиіс.
 

      941. Егер отынды апатты құйып алу шығып тұратын жапқыштар немесе шасси кезінде рұқсат етілмесе, апатты құйып алуды басқарумен қатар экипажды ескертуге арналған тиісті көрсеткіш орналастырылуға тиіс.

136. ҚҚҚ қозғалтқышына отын беру жүйесіне
қойылатын қосымша талаптар

      942. ҚҚҚ қозғалтқышына отын беру, егер басқа бактан ұшудың соңына дейін отын беруді қамтамасыз ететін арнаулы құралдар көзделмесе, отынның резервтік қалдығы орналастырылған бактан жүзеге асырылуға тиіс.
 

      943. Бактан отын беру, әдеттегідей, ұшақтың негізгі электр тізбектерін сөндіру кезінде электрмен жабдықтаудың апатты көздеріне қайта қосылуға тиісті жекелеген бактік электр жетегі сорабының көмегімен жүргізілуге тиіс.
 

      944. Отын беру магистралында бак пен қосалқы қуатты қондырғы бөлігінің өрттік қалқасының арасында талаптарға жауап беретін өртке қарсы шүмек орнатылуға тиіс.
 

      945. Отынның жоғары қысымы сорабының алдында орнатылған сүзгіш талаптарға жауап беруге тиіс.

137. Отын жүйесінің жұмысын бақылау

      946. Ұшақта бактардағы (бактардың топтарындағы) отынның мөлшерімен және әрбір қозғалтқышқа (қозғалтқыш тобына) жиынтықты мөлшермен шығару кезектілігі үшін сенімді, ыңғайлы және үздіксіз бақылау жасауды қамтамасыз ететін немесе ұшақта отын шығарудың автоматты түрі кезінде де, қолмен басқару кезінде де көрсетілген құралдардың көмегімен өлшеу және бақылау жүйесі орнатылуға тиіс. Шығаруды автоматты басқарудың істен шығу дабылы болуға тиіс.
 

      947. Ұшаққа орнатылған отынның мөлшерін өлшеу жүйесі отынның белгіленген резервтік қалдық шамасынан + 2% аспайтын қателікпен, ал қалған көлемі - белгі берілген отынның резервтік қалдығының өлшеу жүйесі индикаторларының (индикаторының) межеліктерінің атаулы мәндерінен± + 4% аспайтын қателікпен белгі берілген резервтік отын қалдығын бақылауды қамтамасыз етуге тиіс.
      Ескерту. Осы тармақпен белгіленген арттыру қателіктері болған жағдайда резервтік отынның қалдық шамасы қателік Нормаларын арттыруды ескеретін қосымша отын қорын қамтуға тиіс.
 

      948. Егер отынның магистралдық шығысын өлшегіш орнатылса, онда жүйеде рұқсат етілген төмен шаманың қысымын азайтуға алып келетін гидравликалық қарсылықты көбейтпестен істен шыққан шығыс өлшегіш арқылы отынның ағу мүмкіндігі көзделуге тиіс.
 

      949. Отынды айдап әкелу және қайта айдау сораптарының жұмысын белгі берушілермен бақылаған жөн. Қосымша бактардан отын шығаруды бактарды босату кезінде жұмыс істейтін белгі бергішпен бақылауға болады.

138. Май жүйесінің сынақтары

      950. Ұшақтағы отын жүйесінің оның техникалық және пайдалану сипаттамаларын талаптарына сәйкес анықтау мақсатында текшелік, сондай-ақ жердегі және ұшудағы сынақтары өткізілуге тиіс.
      Сынақтар кезінде:
      1) отын жүйесінің қалыпты жұмыс істеуі жағдайында қозғалтқыштардың отынмен қоректенуінің қамтамасыз етілгендігі;
      2) берілген бірізділік пен бактардан отын шығару толықтығының қамтамасыз етілгендігі;
      3) қозғалтқыштардың отынмен қоректенуінің қамтамасыз етілгендігі:
      тоғыспалы қоректің магистраль арқылы отын беру кезінде;
      айдап әкелу мен қайта айдаудың жұмыс істемейтін бактық сораптары кезінде;
      4) белгі беру және отын жүйесінің жұмысын бақылау жүйесі элементтерінің жұмыс қабілеттілігі;
      5) қозғалтқыштардың біреуінің отын беру жүйесінде істен шығуының немесе жарамдылығының қалған қозғалтқыштардың отынмен қоректенуінің қамтамасыз етілгендігіне әсері;
      6) отын бактарының сыйымдылығы, отын өлшегіштер мен шығысты өлшегіштердің жұмыс қабілеттілігі мен дәлдігі;
      8) отынды бактардан басқа бакқа қайта айдау немесе қайта ағызу сипаттамалары;
      9) отынды бактарға орталықтандырылған құю жүйесінің сипаттамалары;
      10) ұшуда отынды апатты құйып алу жүйесінің сипаттамалары;
      11) отын бактарын дренаждау жүйесінің сипаттамалары;
      12) отын бактарынан тұнбаны құйып алудың қамтамасыз етілгендігі;
      13) пайдаланудың барлық күтілетін жағдайлары үшін отын бактарының, труба құбырлары мен арматуралардың беріктік сипаттамалары (герметикалығы, статикалық және динамикалық беріктігі, шыдамдылығы, циклдық ұшақ төзімділігі);
      14) ұшуда отыннан бөлінген судың отын жүйесінің жұмысына әсері және отын сүзгіштерін мұз қатудан қорғау құралдарының жеткіліктілігі анықталады.

139. Май жүйесі

      951. Қуатты қондырғының май жүйесі майды қозғалтқышқа және оның сорғысына рұқсат етілген қысымдармен және температуралармен берудің ұшақты жерде де, ұшуда да пайдаланудың күтілетін режимдерінде қозғалтқыш жұмысының барлық режимдеріне сенімді беруді қамтамасыз етуге тиіс.
 

      952. Май багын ұшаққа орнату кезінде қуатты қондырғының әрбір қозғалтқышының талаптарын қанағаттандыратын өзінің багы бар дербес май жүйесі болуға тиіс.
 

      953. Жүйе қозғалтқышты қалыпты іске қосуды қамтамасыз етуге тиіс.

140. Май багы

      954. Май багы талаптарға, оны өрттен қауіпті бөлікке орнатқан кезде - талаптарға жауап беруге тиіс.
 

      955. Бактың құятын аузы жерде қызмет көрсету кезінде оңай қол жететіндей, май құйғаннан кейін онда майдың қалдықтары жиналмайтындай болуға тиіс, ұшақтың (мотогондолдар капотының) қабының сыртына шығып тұрмауға тиіс.

141. Майлы труба құбырлары және арматура

      956. Ұшаққа орнатылған труба құбырлары мен арматура жазылған талаптарды қанағаттандыруға тиіс.
 

      957. Май багынан және қозғалтқышты суфлирлейтін труба құбырынан дренаждалған труба құбырын шығару орны өртке қатысты қауіпсіз болуға тиіс.
 

      958. Құйып алу крандары жүйенің төменгі нүктелеріне орналасуға, кіру құқығы болуға тиіс және құйып алу кезінде ұшақтың (гондолдардың) үстіңгі беттері маймен былғануын болдырмау қажет.

142. Майлы жылу алмастырғыштар

      959. Жылу алмастырғыштар бекіту элементтерімен бірлесіп зақымдарсыз және тербеліс пен екпін жүктемелерінің герметикалық көлемдерін, сондай-ақ пайдаланудың күтілетін жағдайларда туындауы мүмкін жұмыс сұйықтықтарының температурасы мен қысымын өзгертпестен шыдауға тиіс.
 

      960. Ауалық-майлық жылу алмастырғыштар туннелдерде орналасуға тиіс. Жылу алмастырғышпен түйісу және үрлеу жапқышын басқару элементтері өтетін орындардағы туннелдер герметизацияланған болуға тиіс. Ауаның кіруіне жақын жылу алмастырғыш туннелінде өрт болған жағдайда олардан шығатын жалын жылу алмастырғыш туннеліндегі тікелей кіре беріске тап болуы мүмкін мотогондолдардың суытатын ауа шығарғышы орналаспауға тиіс.

143. Май сүзгіштері

      961. Қозғалтқышқа түскен майды тазартуға арналған белгіленген сүзгіштер мотогондолдардың капотында жеңіл алынатын шағын люлкалары болуға тиіс немесе оны қарау мен сүзгіш элементін ауыстыру үшін сүзгішке қол жеткізудің басқа жағдайлары қамтамасыз етілуге тиіс.

144. ҚҚҚ май жүйесі

      962. ҚҚҚ май жүйесі талаптарды қанағаттандыруы тиіс.

145. Май жүйесінің сынақтары

      963. Ұшақта май жүйесінің техникалық және пайдалану сипаттамаларының май жүйесі талаптарына сәйкестігін анықтау мақсатында жерде және ұшуда сынақтар өткізілуге тиіс.
      Сынақтар мынадай тексеруді қамтуы тиіс:
      1) майды қозғалтқышқа және оның сорғысына рұқсат етілген қысымдармен және температуралармен берудің, оның ішінде РП бойынша бактағы ең аз және ең жоғары көлемдері кезінде, ұшақты жерде де және ұшуда да пайдаланудың күтілетін барлық режимдерінде РҰП сәйкес барлық биіктіктерде (май жүйесінің биіктігі) қамтамасыз етілгендігі;
      2) май багы көлемінің және ТУ қозғалтқышына май шығыстарына сәйкес ең жоғары ұзақтықта және қашықтықта ұшуды орындау үшін онда май қорының жеткіліктілігі;
      3) суфлирлену жүйесі арқылы майдың тастамаларының немесе артық шығыстың болмауы;
      4) теріс температуралар жағдайында қозғалтқышты іске қосу кезіндегі жұмыстың қамтамасыз етілгендігі;
      5) майдың бактан қозғалтқышқа ағуы;
      6) бактағы майдың ең жоғары рұқсат етілген көлемдегі кезінде дренаждау жүйесінің жұмыс қабілеттілігі;
      7) белгі беру және май жүйесінің жұмысын бақылау элементтерінің жұмыс қабілеттілігі;
      8) әуе бұрамының қалақтарын флюгирлеу үшін бактағы қол сұғылмаған май қорының жеткіліктілігі;
      9) май жүйесінде ауаның болуы әуе бұрамын басқару жүйесінің жұмысына әсері.

146. Суыту және желдету жүйесі

      964. Суыту және желдету жүйесі ұшақты пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларына арналған шектерде пайдалану құжаттамасымен белгіленген ҚҚ және ҚҚҚ элементтерінің температурасын ұстап тұруды қамтамасыз етілуі тиіс.
 

      965. Суыту және желдету жүйелерінің арналарындағы ауаның температурасы мотогондол конструкциясының, қозғалтқыштың сыртқы корпустары мен агрегаттарының элементтерін қозғалтқыш пен агрегаттарды жасаушының техникалық талаптарына сәйкес суытуды қамтамасыз ететін шамасын арттыруға тиіс емес. Қуатты қондырғының жүйелерін суытуды жобалау кезінде өртке қарсы қорғану талаптары ескерілуге тиіс.
 

      966. ҚҚҚ суыту және желдету жүйесінің ұшуда ҚГТҚ іске қосу үшін қажетті температуралық жағдайлар жасауды қамтамасыз ететін құрылғысы болуға тиіс.

147. Суыту жүйесінің жұмысын бақылау

      967. Ұшақта қуатты қондырғы мен ҚҚҚ аса қыздырылған аймақтарында орналасқан арналардан шығатын суытатын ауаның температурасын немесе тораптардың, агрегаттар мен т.б. (тән нүктелердегі) температураны бақылау ұсынылады.

148. Суыту және желдету жүйесінің сынақтары

      968. Суыту және желдету жүйесінің оған қойылған талаптарға сәйкестігі барлық пайдалану режимдерінде ұшақта жердегі және ұшудағы сынақтармен тексерілуге тиіс. Сынақтардың нәтижесінде қуатты қондырғының конструкциясының элементтері мен агрегаттары үшін барынша жылу кернеулі режимдер жасалатын қуатты қондырғы мен ҚҚҚ ұшақтың ұшу режимі анықталуға тиіс.
 

      969. Сынақтар кезінде оны іске қосу жүзеге асырылатын ұшу режимдері мен биіктіктеріндегі ҚГТҚ жұмыс істемеген жағдайда ҚҚҚ температуралық жағдайлары тексерілуге және олардың РП ҚГТҚ-қа сәйкестігі бағалануға тиіс.
      Қажетті температуралық жағдайды қамтамасыз ететін жүйе істен шыққан жағдайда ҚГТҚ қалыпты іске қосу үшін ҚҚҚ-да температуралық жағдайлар сақталатын уақыт анықталуға тиіс.

149. ҚҚ мен ҚҚҚ қозғалтқыштарын басқару жүйесі

      970. ҚҚ мен ҚҚҚ қозғалтқыштарын басқару жүйесі ОУП және жағдайларда жұмысқа қабілетті болуға тиіс.
 

      971. Ұшаққа орнатылған кез келген қозғалтқышты жерде және ұшуда жеке-жеке іске қосу мен ажыратып тастау үшін тиісті құрылғы қарастырылуға тиіс. Егер қозғалтқышта роторды қозғалтқыштармен (тежегішпен) тоқтату қарастырылса, онда ол тежелгеннен кейін қозғалтқышқа отын беру мүмкіндігі болмауға тиіс.
 

      972. Жүйені басқару органдары сыртқы жүктемелердің іс-әрекеттерінен өздігінен орнын ауыстыруға тиіс емес немесе тербелістен кез келген белгіленген ережені сақтауға тиіс.
 

      973. Басқару жүйесінің икемді элементтері стандартты үлгіде болуға тиіс немесе ұшақта осы нақты пайдалану үшін олардың жарамдылығы расталуға тиіс.
 

      974. Басқару жүйесі конструкциясы элементтерінің жұмыс жүктемелерін тағайындалған ресурс шектерінде бұзылмастан және қалдық түрленулерінсіз шыдайтындай тиісті беріктігі мен қаттылығы болуға тиіс.
 

      975. Егер қозғалтқышта сұйықтықты компрессорға бүрку жүйесі көзделген болса, онда оны ұшаққа қосу қолмен жүргізілуге тиіс, сонымен қатар оны симметриялық орналастырылған қозғалтқыштарға үйлесімді қосуға және ажыратып тастауға тиіс.
 

      976. Қозғалтқышпен басқару рычагының және қозғалтқышты тоқтату рычагының орнын ауыстыруға арналған ең жоғары күш абсолютты шама бойынша 5 кгс аспауға тиіс. РУД тікелей және кері орнын ауыстыру кезінде басқару жүйесіндегі үйкеліс күшінің жартылай айырмашылығы абсолюттік шама бойынша 3 кгс аспауға тиіс.
 

      977. Жүк тиелетін және қол жүгі бөліктерінде орналастырылған ҚҚ және ҚҚҚ қозғалтқыштармен басқару элементтері бөліктердегі жүктердің орнын ауыстыру кезінде зақымдардан қорғалуға тиіс.

150. ҚҚ қозғалтқыштарын басқару жүйесі

      978. Ұшақтағы ҚҚ әрбір қозғалтқышты басқарудың жекелеген жүйесімен жабдықталуға тиіс. Басқару газы аз жердегі режимдерден ең жоғары және кері режимдеріне дейінгі барлық диапазондағы тартқышты (қуатты) өзгертуге, сондай-ақ кері қимылдайтын тартым құрылғысын қосуға және ажыратып тастауға мүмкіндік беретін (РУД) қозғалтқышты басқару рычагымен жүзеге асырылуға тиіс.
      Қозғалтқышты ажыратып тастау үшін жеке жүйе орнатуға рұқсат беріледі. Қозғалтқышты басқару рычагы барлық қозғалтқыштарды бір мезгілде және әрбір қозғалтқышты жеке-жеке басқаруға рұқсат берілетіндей етіп орындалуға және орналастырылуға тиіс.
 

      979. ҚҚ қозғалтқышын басқару жүйесі жерде де және ұшуда да:
      1) ұшақ пен қозғалтқыштың нақты үлгісі үшін РП анықтаған дәлдікпен пайдаланудың күтілетін жағдайларында РУД-тың өзгермеген ережесі кезінде қозғалтқыштың берілген жұмыс режимін ұстап тұру;
      2) ұшақ пен қозғалтқыштың нақты үлгісі үшін РП анықтаған жердегі және газы аз ұшу режиміндегі тартқыш (қуат) шамасын немесе оған сәйкес келетін қозғалтқыш өлшемін ұстап тастау;
      3) қозғалтқышты іске қосу және ажыратып тастау;
      4) өртке қарсы кранмен басқару қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      980. Әрбір қозғалтқышты басқару жүйесінде "газы аз ұшу" ережесі үшін РУД ұшудағы ниеттенбеген ауысуды болдырмайтын құрылғы көзделуге тиіс.

151. Әуе бұрамы қалақтарының қадамын басқару

      981. Қадамын өзгерткен әрбір әуе бұрамы айналу жиілігінің (қадамының) жекелеген реттегішімен жабдықталуға тиіс. Әуе бұрамы қалақтарының қадамы қолмен басқарылған жағдайда басқару рычагы топпен орнын ауыстыруға және әрбір бұрамды жеке-жеке басқаруға, сондай-ақ барлық бұрамдарды бір мезгілде басқаруға жол берілуге тиіс.
 

      982. Флюгерлік жағдайдағы әуе бұрамы қалақтарын ауыстыру флюгирлеудің жекелеген жүйесімен қамтамасыз етілуге тиіс.
      Әуе бұрамы қалақтарын флюгирлеу жүйесі ұшақтың басқа жүйелеріне байланысы жоқ автономиялық сұйықтықты (май, отын) немесе пневматикалық қорегі және жалпы желіден электрмен жабдықтаудың авариялық көздеріне автоматты түрде қосудың электр қорегі болуға тиіс.
      Жүйе қуатты қондырғының қалыпты жұмысы уақытында әуе бұрамы қалақтарын әдейілеп емес флюгирлеуді болдырмайтын құрылғылармен жабдықталуға тиіс.
 

      983. Автоматты түрді қамтитын әуе бұрамы қалақтарын флюгирлеу жүйесінен басқа, қолмен істелетін флюгирлеуді қамтитын әуе бұрамы қалақтарын мәжбүрлі флюгирлеу құралдары болуға тиіс.
 

      984. Флюгирлеу жүйесі әуе бұрамдарының қалыпты жұмысын бұзбауға тиіс және майдың кез келген температуралары, пайдаланудың күтілетін жағдайлары кезінде мүмкін болатын жүктелімдер мен тербелістер жағдайында ұшудың барлық биіктіктерінде және жылдамдықтарында дұрыс жұмыс істеуге тиіс.
 

      985. Автоматты құрылғы әуе бұрамы қалақтарын флюгирлеу жүйесін қосуға алып келмейтін автоматты құрылғының оның жүйені қамтуға тиістілерден айырмашылығының барлық жағдайларында расталуға тиіс, мысалы автоматты құрылғы:
      1) қол жетімді шектерде қуатты қысқа мерзімді азайту;
      2) төмендетілген режимдегі қозғалтқыштың жұмысымен ұшақты қондыру;
      3) қол жетімді теріс және нөлдің маңындағы жүктелімдердің ұшу кезінде ұшаққа тигізетін ықпалы жағдайларында флюгирлеуді болдырмауға тиіс.
 

      986. Флюгирлеу жүйесі, егер РУД қозғалтқыш істен шыққан жағдайда автоматты қосылуға тиісті режимдерге сәйкес жағдайда болса, іс-қимылға әрқашан дайын болуға тиіс және экипаж мүшелерінің арнайы іс-әрекеттерінсіз қалақтардың бұрамын флюгирлеуді қамтамасыз етуге тиіс.
 

      987. Флюгирлеу жүйесі флюгерлік жағдайдан бұрам қалақтарын шығаруды қамтамасыз етуге, қозғалтқыштың одан арғы қалыпты жұмысы үшін қайталап іске қосуға жол беруге тиіс.
 

      988. Ұшақта ҚҚ кері қимылдайтын тартқыш режиміне көшудің кері қимылдайтын бұрамын пайдалану кезінде қозғалтқыштарды "өзіне" қарай басқару рычагының қозғалысы жағдайында жүзеге асырылуға тиіс. Қуатты қондырғыны қозғалтқышта симметриялы орналасқан бұрамның кері қимылдау жүйесі істен шыққан жағдайда, егер мұндай істен шығу жағдайға әкелетін болса, кері қимылдайтын тартым режиміне көшіруді болдырмайтын қорғау құралдары көзделуге тиіс.
 

      989. Бұрам қалақтарын аралық тіректермен басқару, оларды симметриялық орналасқан қозғалтқыштарға қосу және ажырату бір мезгілде жүргізілуге тиіс және бір қозғалыспен жүзеге асырылуға тиіс. Бұдан басқа, бұрам қалақтарын аралық тіректермен басқару мүмкіндігі әрбір бұрамға жеке-жеке көзделуге тиіс. Флюгирлеу жүйесін әдейі қосуды болдырмайтын құралдар көзделуге тиіс.
 

      990. Ұшақта бұрамның кері қимылдайтын тартымын басқару жүйесін қосу туралы белгі беру орындалуға тиіс.
 

      991. Әуе бұрамдарының қалақтарының флюгирлеу жүйесінде қолданылатын май сораптарының қозғалтқыштары олардың жұмыстарына берілген уақыт кезеңі аяқталғаннан кейін автоматты түрде тоқтатылуға тиіс. Сондай-ақ флюгирлеу процесі орындалғаннан кейін оларды қолмен тоқтату мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.
      Сорап қозғалтқышы қорегінің электр тізбектерінде қозғалтқыш істеп тұрған кезде жанып тұруға тиісті белгі беретін шам орнатылуға тиіс.

152. Қозғалтқышты ажыратып тастау құрылғысы

      992. Ұшақтағы әрбір қозғалтқыш үшін ажыратып тастау құрылғысы қарастырылуға тиіс. Егер қозғалтқышта электрмен басқарылатын қозғалтқышты ажыратып тастау құралдары орнатылған болса, онда оларды электрмен жабдықтау пайдаланудың күтілетін жағдайларында, электрмен жабдықтаудың апатты көздеріндегі ерекше оқиғаны қоса алғанда, қамтамасыз етілуге тиіс, ал өрттен қауіпті бөліктерде орналастырылған, ажыратып тастау құрылғыларымен басқарылатын электр өткізгіші отқа төзімді сымдармен орындалуға тиіс немесе отқа төзімді оқшауламасы болуға тиіс.
 

      993. Қозғалтқышқа отын беруді ажырататын құрылғылардың жұмыс істеуі басқа қызмет көрсету жұмыстарын (мысалы, отынды өртке қарсы қолданылатын кранмен бір қозғалтқышқа беруді ажыратып тастау кезінде басқа қозғалтқыштардың жұмысы бұзылмауға немесе қандай да бір шектейтін жүйелердің жұмыс істеуіне әкелуге тиіс) бұзушылыққа алып келмеуге тиіс.
 

      994. Ажыратып тастайтын құрылғылардың еріксіз жұмыс істеуінен қорғайтын құралдар көзделуі тиіс.

153. Кері қимылдайтын құрылғыны басқару жүйесі

      995. Қуатты қондырғының кері қимылдайтын құрылғысымен қозғалтқыштың кері қимылдайтын құрылғысын басқару жүйесімен бірлесіп талабын қанағаттандыруға тиіс, сондай-ақ тиісті әуе айлақтық қоректену көздерінен ұшақтағы жұмыс істемейтін қозғалтқыштағы кері қимылдайтын құрылғының іс-қимылына сынамасын жүргізуге мүмкіндік береді.
 

      996. Қозғалтқыштардың кері қимылдайтын құрылғыларымен басқару органдары әрбір қозғалтқышты жеке-жеке және барлық қозғалтқыштарды бірге кері қимылдайтын құрылғымен және тартыммен басқару мүмкіндігі жүзеге асырылатындай топтастырылуға және орналастырылуға тиіс.
 

      997. Кері қимылдайтын құрылғымен басқару жүйесі кері тартымды көбейту үшін РУР»"өзіне" қарай, ал кеміту үшін -»"өзінен" кері жылжыту қажет болатындай етіп орындалуға тиіс.
      Кері қимылдайтын құрылғыны қосуды болдырмайтын қорғау құралдары, егер мұндай істен шығу апатты жағдайға әкелетін болса, симметриялы орналастырылған қозғалтқыштардың біреуіне ғана көзделуге тиіс.
 

      998. Ұшу экипажының ақпараты үшін белгі беру құралдары:
      1) кері қимылдайтын тартқыш режимдерінде қозғалтқыш жұмысының барлық уақыты ішінде кері тартқыш жағдайында кері қимылдайтын құрылғының болуы туралы;
      2) қозғалтқышты тікелей тартым режимдеріндегі жұмысы кезінде кері қимылдайтын құрылғының құлпы кенеттен ашылғандығы туралы және ұшу экипажы кері қимылдайтын құрылғыны қосқан кезде кері қимылдайтын құрылғы құлпының ашылғандығы туралы қарастырылуға тиіс.
 

      999. Ұшақта кері қимылдайтын құрылғымен басқару органдары кері қимылдайтын құрылғыны аз болғанда, анық көрсетілген операциялардың екі жеке операциясын орындау қажеттігін талап ететіндей болып орындалуға тиіс:
      1) "газы аз ұшудағы" немесе»"газы аз жердегі" жағдайда тіке тартымды тіркегішімен жинау;
      2) кері қимылдайтын құрылғы мен шығуды кері қимылдайтын тартым режиміне қосу.
 

      1000. Кері қимылдайтын құрылғыны пайдалану ұсынылатын және рұқсат етілетін РҰП-да ұшу жағдайлары мен режимдері келісілуге тиіс.

154. Қосымша қуатты қондырғыны басқару жүйесі

      1001. ҚҚҚ басқару жүйесі экипаждың кабинасынан қашықтықты болуға тиіс және мыналарды:
      1) ҚГТҚ іске қосуды және ажыратып тастауды;
      2) ҚГТҚ режимін өзгертуді, егер бұл оның конструкциясында көзделген болса;
      3) ҚГТҚ жұмысының берілген режимін қолдауды;
      4) РҰП рұқсат еткен режимдер мен жағдайларда жүйелерді жабдықтау үшін ҚҚҚ энергияны (ауаны, электр энергиясы мен қуатты) таңдап алуды қамтамасыз ететін құрылғыларды қосуды және ажыратып тастауды қамтамасыз етуге тиіс.
 

      1002. ҚГТҚ іске қосу жүйесі басқарушы органға (іске қосу кнопкасына, тумблерге және т.б.) ықпал ету жолымен автоматты түрде қосылуға тиіс. Егер басқару қалқаншасы ҚҚҚ ауа жинағышында және жұту қондырғысында болса, онда қалқаншаның жабық кезінде ҚГТҚ іске қосуды болдырмайтын құралдар көзделуге тиіс.

155. Басқару жүйесінің сынақтары

      1003. Басқару жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен жұмыс сенімділігін бағалау үшін талаптарға сәйкес мүмкін болатын істен шығуға талдау жүргізілуге тиіс. Талдау қолда бар құралдарды пайдаланудың барлық күтілетін жағдайларында қуатты қондырғылар мен ҚҚҚ қозғалтқыштарын басқаруды қамтамасыз етуін белгілеуге тиіс. Бұдан басқа текшеде және ұшақта басқару жүйелеріне сынақтар өткізілуге тиіс.
 

      1004. Ұшақтағы басқару жүйесінің жердегі және ұшудағы сынақтары:
      1) басқару жүйесімен берілген функцияларды орындауды бағалауды;
      2) қозғалтқыштың жұмысын бақылайтын (приборлар, белгі бергіштар мен көрсеткіштер) жүйелерді бағалауды;
      3) әуе бұрамының қалақтарын флюгирлеу жүйесін қолмен қосуды
тексеруді;
      4) ТВҚ-дағы әуе бұрамының қалақтарын автоматты флюгирлеу жүйесінің жалған жұмыс істеуінен қорғалатын құрылғыларды бағалауды;
      5) ұшақтың тиісті жүйелерінің жұмысын қамтамасыз ету үшін одан қажетті энергияны таңдап алу кезінде ҚҚҚ басқару жүйесінің жұмыс қабілеттілігін тексеруді қамтуға тиіс.

156. Ұшақты өрттен қорғау

      1005. Өрттен қорғау құралдарының жиынтығы.
      Ұшақтың аралас бөліктерінде өрттің туындауы мен таралуының алдын алу мақсатында, сондай-ақ жанып жатқан жерді табу және оны жою үшін мыналар көзделуге тиіс:
      1) өрттің туындауы мен таралуының алдын алудың сындарлы шаралары;
      2) өрттен қауіпті бөліктерде жанып жатқан жерді және өртті табу және ол туралы экипажға белгі берудің жүйелері мен приборлары;
      3) өрттен қауіпті бөліктерде өрт сөндіру жүйелері;
      4) жанатын сүйықтықтар мен олардың буларының ұшақтың олардың жиналуы мүмкін жерлеріне жинақталуын болдырмауға арналған дренаждар;
      5) экипаждың, жолаушылар мен жүк кабиналары бөліктеріндегі өрттен қорғау құралдары.
      Көрсетілген құралдардың тиімділігі сынақтармен тексерілуге тиіс. Ұшақтың ұшар алдында өрт дабылының жүйелері мен өрт сөндіру жүйелерінің электр тізбектерінің жарамдылығын тексеру мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.
      Ұшақтағы өрт қауіпі бар бөліктер мыналар:
      1) қуатты қондырғы қозғалтқыштарының бөліктері;
      2) қосалқы қуатты қондырғылардың бөліктері;
      3) отынмен жұмыс істейтін электрлік немесе жылытқыш қондырғылар орналастырылған бөліктер болып табылады.
      Бұдан басқа конструкцияның, агрегаттардың немесе тораптардың қандай да бір элементтердің бұзылуының немесе зақымдануының салдарынан, сондай-ақ жалын шығаратын кездер болған кезде жанатын сұйықтардың аға бастауының салдарынан өрттің туындау мүмкіндігі бар бөліктер өрт қауіпі бар бөліктер болып табылуы мүмкін.
      Өрт дабылдары мен өрт сөндіру жүйесін электрлі басқару жүйесі пайдаланудың күтілетін жағдайларында, мұндай жағдайда электрмен жабдықтаудың апаттың көздеріне автоматты қайта қосылатын ерекше оқиғаны қоса, электр қорегімен қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      1006. Өрттің туындауы мен таралуының болдырмаудың алудың конструктивті шаралары.
      Ұшақта оның жекелеген бөліктеріндегі өрт қаупісінің дәрежесіне байланысты от өтпейтін, отқа төзімді, жануы қиын немесе өздігінен сөнетін материалдар қолданылуы тиіс.
      Жоғарғы температурасы 200 о С-тан асуы мүмкін қондырғылар мен агрегаттар орналастырылған бөліктердің желдеткіштері болуға және ұшақтың жанатын сұйықтығы бар басқа бөліктерінен өрт қалқандарымен немесе экрандармен бөлінуге тиіс.
      Жанатын сұйықтықтардың ағуы мүмкін бөліктерде осы сұйықтықтарды сіңіріп алатын материалдарды пайдалануға және сақтауға болмайды.
      Өрт қауіпі болып табылмайтын, бірақ жанатын сұйықтықтардың аға бастауы және ауада олардың жалындайтын қоспаларын түзуі мүмкін бөліктерде қалыпты пайдалану жағдайлары кезінде жанар қоспаларымен қосылысатын конструкция элементтерінің температурасы осы сұйықтық пен оның буларының өздігінен жалындау температурасына жетпеуге тиіс. Отынмен және олардың буларымен араласатын орындарда конструктивтік элементтердің ең жоғары температурасы 200 о С аспауға тиіс.
      Жиналған шассимен қонуға мәжбүр болған кезде өрттің туындау мүмкіндігін азайту үшін отты өшіру заттарын өрт қауіпті бөліктерге беру үшін өрт өшіру жүйесін автоматты қосудың апатты құралдары көзделуге тиіс.
      Осы құралдар апатты қону кезінде олар бұзылғаннан (қосылғаннан) кейін өрт сөндіру жүйелерінің жұмысына қолайсыз әсер етуге тиіс емес.
      Ауамен тез тұтанатын сұйықтықтың булары ұдайы келетін немесе отын жүйелерінің элементтері бар ұшақтың барлық бөліктері жарылыс қаупі бар ортаның үлгісі бойынша қаралуға және сыныпталуға тиіс. Ортаның үлгісін айқындау негізі үшін бөлікте ағудың немесе кестеде көрсетілгенге сәйкес бөлікте отынның тұрақты келуінің есебінен отын мен оның буларының пайда болу ықтималдығын бағалау нәтижесі қолданылады:

Орта үлгісі

(Р) ағу ықтималдығы
немесе бөліктің
сипаттамасы

I

Отынның немесе оның
буларының тұрақты
немесе кезеңмен келуі

II

Р>10 -5

III

10 -5 > Р>10 -7

IV

Р<10 -7

V

Өрт қаупі бар бөліктер

      Электр жабдығына қойылатын талаптарға арналған ортаның үлгісі қаралып отырған бөліктегі (температура, қысым, жабдық жұмысы) пайдалану жағдайларын ескере отырып, кешенді түрде бағалау және конструктор қабылдаған отын буларының (желдеткіш, дренаж және т.б.) жарылыс қауіпті концентрациясының ықтималдылығын азайту шаралар жолымен белгіленеді. Жарылыс қауіпті орталары бар бөліктерде белгіленген жабдық ортаның белгіленген үлгісіне сәйкес талаптарды қанағаттандыруы тиіс.
 

      1007. Өрт дабылының және қызып кету туралы дабылының жүйесі.
 

      1008. Өрт дабылының жүйесі тез әрекет ететін болуға тиіс. Өрт қаупі бар бөліктерде отпен жасалатын табиғи текшеде жасалатын сынақтар кезінде өрттің туындау сәтінен бастап үш секундтан аспайтын уақыт ішінде өрт туралы дабыл беруді қамтамасыз ететін өрт дабылдарының саны қарастырылуға тиіс. Бұл жүйе экипажға өрттің тоқтауы туралы ең қысқа мерзімде белгі беруі тиіс.
 

      1009. Өрт қауіпті бөлікке орналастырылған дабыл жүйесі 1028-тармақтың талаптарына сәйкес сынақтан өтуге тиіс. Жалған дабыл беру ықтималдығы аз жиіліктен аспайтын оқиғаға жататындығын көрсетуге тиіс.
 

      1010. Өрт қауіпті бөліктерге орналастырылған өрт дабылының электр өткізгіші отқа төзімді сымдармен орындалуға тиіс немесе отқа төзімді оқшауламасы болуы қажет.
 

      1011. Өрт дабыл бергіші және қызып кету туралы дабыл бергіші майдың, отынның, судың және гидрожүйелердің жұмыс сұйықтықтарының ықпалына сезімтал болуға тиіс. Өрт қауіпті бөліктерде орналастырылған өрт және қызып кету туралы дабыл бергіштер кем дегенде 5 минут ішінде 1100 + 50 о С температурамен олардағы жалынның ықпалына шыдауға тиіс.
      Өрт дабылы жүйелерінің дабылдық құрылғысы "Өрт" жалпы белгі беретін арнайы табло және өрттің туындау орнын нақты көрсететін жарықтық дабылдары бар өрт қауіпті бөліктеріндегі мнемоникалық схема түрінде экипаждың кабинасына орналастырылуға тиіс. Көрсетілген дабыл құрылғысы экипаждың жұмыс орнынан жақсы көрінуге тиіс. Өрт туралы жарықты дабыл бергіші дыбыс дабыл бергішпен немесе сөзбен айту ақпараттарды қосарласа қайталауы қажет.
      Өрт дабылшысының жүйелерінде РҰП сәйкес олардың жарамдылығын тексеруді қамтамасыз ететін бақылау тәсілі көзделуге тиіс.
 

      1012. Өрт сөндіру жүйесі.
      Ұшақта орнатылған өрт сөндіру жүйесінде әрбір өрт қауіпті бөлікке от сөндіру затын орталықтандырылған немесе автономды берудің кем дегенде екі тең бағалы кезектері болуға тиіс.
      Экипаждың және жолаушылардың кабиналарында өрт сөндіруге арналған қолмен басқарылатын өрт сөндіргіш орнатылуға тиіс.
      "В" сыныпты жүк бөліктерінде орнатылған өрт сөндіру жүйесі 1028-тармақтың талаптарын қанағаттандыруға тиіс.
      Қозғалтқыштардың ішкі май немесе суфлирленген қуысына отсөндіргіш заттардың беретін өрт сөндіруші жүйелері қолданылған жағдайда от сөндіру затын берудің бір кезекті өрт сөндіруші тәуелсіз автономды жүйелерін қолдануға рұқсат беріледі.
      Өрт сөндіру жүйесінің әрбір кезегіндегі өрт сөндіру затының саны, от сөндірушілердің бәсеңдету және затты бөлу жылдамдығы бәсеңдету сәтінен бастап 3 секундтан аспайтын мерзім ішінде қажетті от сөндіру концентрациясын жасауды және оны кем дегенде 2 секунд сақтауды, қорғалатын бөліктегі өртті сөндіруге жеткілікті болуын қамтамасыз етуге тиіс. Бұл от сынақтарымен, ал алдын ала (от сынақтарына дейін) бір өрт сөндіру жүйесінің бір кезегіндегі от сөндіру заты санының жеткіліктілігімен расталуға тиіс, ол мынадай формула бойынша анықталуы мүмкін

      Q IA = ck(q aica J+V na )*10 -3 ,

      мұндағы Q oв - от сөндіру затының бір кезектегі саны (массасы) (кг);
      с - заттың от сөндіру концентрациясы (мг/л),

      C = n    MP H
            -------- (мг/л);
            Т Н 6.236
      М - заттың молекулярлық салмағы;
      n - көлемді от сөндіру концентрациясы (%);
      k - 1,0-ге тең қордың коэффициенті - от сөндіру затын балқыту коллекторы арқылы берген жағдайда және 1,4 - дара келте құбырлары арқылы әкелу кезінде;
      q возд - қорғалған бөлік көлемін суытуға кеткен ауаның шығысы (м 3 /с);
      J - от сөндіру концентрациясын сақтау ұзақтығы > 2сек;
      V св - қорғалатын бөліктің бос көлемі (м 3 ).
      Өрт сөндіру жүйесінде 114В 2 (С 2 Ғ 4 Вr 2 ), 13В 1 (СҒ 3 Вr) және 12В 1 (СҒ 2 С1Вr) от сөндіру құралы ретінде хладондарды от сөндіру құралы ретінде қолданған жағдайда есептік от сөндірудің көлемдік концентрациясы тиісінше 4,5; 8,7 және 7,5% құрауға тиіс.
      Ескерту. Талап етілген от сөндіру құралының санын есептеу үшін P H = 1013 гПа және t H =+50 o C кезінде 1 кг затты алатын көлемді қабылдауға болады, ол 114В 2 - 102 л, 13В 1 - 175 л үшін, 12В 1 - 160 л үшін жасалатын болады.
      От сөндірушілері өрт туындаған жағдайда және авариялық қону кезінде ұшақтың зақымдану мүмкіндіктерінен барынша қорғалатын орындарда орналастырылуға тиіс. Сонымен бірге, олар жерде қарау үшін қол жетімді және оларда қысымның немесе от сөндіру затының болуын бақылауға мүмкіндік беретіндей болуға тиіс.
      От сөндіргіштер беріктік жағдайлары бойынша ішкі қысымы қалыптағыдан артық көтерілген жағдайда, үзіліп кетуден қорғауға арналған сақтандырғыш клапандармен (мембраналармен) жабдықталуға тиіс. От сөндірушілердің сақтандырғыш клапандары олар жұмыс істеген жағдайда, отсөндіргіш затын оттың сыртына шығару үшін сыртқы атмосфералы труба құбырларымен қатынасуға тиіс. Шығарумен бірге сақтандырғыш клапаны арқылы бәсеңдету туралы белгі беру үшін дабылдың очкосын жасауға ұсыныс беріледі.
      От сөндіргіштердің бәсеңдеткіш (пиропатрондары) және сақтандырғыш құрылғысы (мембраналары) қатты соққы жүктемелері мен тербелістерден өздігінен жұмыс істеп кетуге тиіс емес. Отсөндіргіштер орнатылған аймақта ауаның температурасын бәсеңдеткіш және сақтандырғыш құрылғылардың өздігінен жұмыс істеп кетуіне әкелетін мәннен кем болуға тиіс.
      Отсөндіргіш затты өрт қауіпті бөлікке берудің (қозғалтқыштардың ішкі қуыстарынан басқа) бірінші кезегі өрт дабылы жүйесі жұмыс істеп тұрған кезде автоматты түрде қосылуға тиіс. Кейінгі барлық кезектерде қосуды жұмыс орындарындағы экипаж мүшелері қолымен жүргізуге тиіс. Автоматты қосылатын кезек үшін оның қолымен қосу мүмкіндігі көзделуге тиіс. Экипаж кабинасында өрт сөндіру жүйесінің әрбір кезегіндегі от сөндірушілердің жұмыс істеуі туралы дабылы болуға тиіс.
      Өрт сөндіру жүйесінің негізсіз қосылуы қуатты қондырғы қозғалтқышының, оның жүйелерінің немесе осы өрт қауіпті бөлікке орналасқан басқа агрегаттардың қалыпты жұмысын бұзуға алып келуге тиіс емес.
      Өрт сөндіру жүйелерін автоматты қосудың апатты құралдары барлық от сөндірушілерден өрт қауіпті деп танылған бөліктерге өрт сөндіру құралын беруді қамтуға тиіс.
      Өрт сөндіру жүйесін электрмен басқаруда электр тізбектерінің тұтастығын тексеру мүмкіндігі көзделуге тиіс.
      Өрт сөндіру кезінде экипаждың мүшелері орындайтын операциялардың бірізділігі РҰП бөліміне сәйкес көрсетілуге тиіс.
 

      1013. Өрт сөндірудің стационарлық жүйелері үшін от сөндіру құралдары ретінде: хладон 114В 2, хладон 13В 1 және хладон 12В 1 ұсынылады. Басқа от сөндіру құралдарын қолданған кезде, олар жоғарыда көрсетілген хладондардың от сөндіру тиімділігінен кем емес немесе тең от сөндіру тиімділігін иеленуге тиіс және тот баспаған активтерді қолдану жағдайларында көзделген персоналдарға, экипаж мүшелеріне және жолаушыларға қызмет көрсету үшін қауіпсіз болуға, сондай-ақ ұзақ сақтау және пайдалану кезінде тұрақты қасиеттерін сақтауға тиіс.

157. Қуатты және қосалқы қондырғыларды өрттен қорғау

      1014. Өрттен қорғаудың конструктивті шаралары.
      Ұшақтың қуатты және қосалқы қондырғыларының қозғалтқыштық бөліктерін конструктивті орындау өрт пайда болған қозғалтқыштың бөлігінде өрттің туындауы және оны өшіру оны пайдалану режимдерінің барлық диапазонындағы көрші қозғалтқыштың қалыпты жұмысын бұзбайтындай болуға тиіс.
      Әрбір қозғалтқыштың бөлігінде отқа төзімді немесе жоғары температураның ықпалынан қорғалатын мынадай элементтер болуға тиіс:
      1) бөліктегі ұшақпен басқарылатын жүйелердің элементі және қуатты қондырғыны басқару жүйелері;
      2) өрт сөндіру жүйесінің труба құбырлары мен тозаңдату құрылғылары;
      3) бұзылуы жоғары температураның ықпалынан болатын өрт кезіндегі ауа өткізгіштер мен басқа элементтер өртті күшейтуге алып келуі мүмкін;
      4) құрамында жанар-жағар сұйықтығы бар труба құбырлары немесе сыйымдылықтар;
      5) өрт кезінде және одан кейін жұмыс істеуге тиісті барлық жүйелердің электр өткізгіші. Өрт қауіпті бөліктерде магниттік қорытпалардан және басқа жанатын материалдардан жасалған, өшіруге бағынуы қиын, қозғалтқыштың корпустық бөлшектері мен оның агрегаттарын қоспағанда, бөлшектерді қолдануға жол берілмейді.
      Өрт қалқандары от өтпейтін материалдардан жасалуға тиіс. Өрт қалқаны труба құбырларының, басқару тартқышының, электр сымдарының өтетін жері жалынның өтуін герметизациялануға, ал олардың арматуралары - отқа шыдамды материалдармен орындалуға тиіс.
      Бөлікте өрт қалқанының сыртында орналасқан салдары ұшудың күрделі жағдайларынан да қиын, ерекше оқиғалардың туындауына алып келуі мүмкін элементтер соңғысынан осындай қашықтыққа орналасуы және осы элементтер 5 минут ішінде 1100 + 50 о С температурамен жалындаған өрт қаупі бар бөлік жағынан қалқаға ықпалы бар өрт кезінде қауіпті зақымдар алмайтындай материалдардан жасалуға тиіс.
      Труба құбырларымен әрбір қозғалтқышқа отын әкелу отын келтіруді тоқтататын өртке қарсы кран орнатылуға тиіс. Осы кранды орнататын орын кранды жапқаннан кейін қозғалтқыш шығаруы мүмкін отынның ең төменгі санына жинақталатындай етіп таңдалуға тиіс. Кран мен труба құбыры оған дейін өрт қауіпті бөлікке орналасуға тиіс емес және мүмкіндігінше апатты қону кезінде бұзылудан қорғалуға тиіс. Экипаж кабинасында кранның жағдайы индикациялануға тиіс.
      Қозғалтқыштың бөліктерінде және оның жұту трубасында қозғалтқышты сәтсіз іске қосқан кезде және басқа да пайдалануда болуы мүмкін жағдайларда отынның жинақталып қалатын бітелу аймағының түзілуі болмауға тиіс және отынды қажетті дренаждау көзделуге тиіс.
      Ұшақтың қабының артына енгізілетін дренажы трубалар дренаждалған жанатын сұйықтықтар қозғалтқыштардың ауа жинағышына, қозғалтқыштардың гонджолдарына және ұшақтың өрт қауіпі бар аймақтарына түсуін болдырмайтындай етіп орналастырылуға тиіс.
      Қозғалтқыштың 200 о С-тан астам температураға дейін қыздыратын агрегаттары мен конструктивтік элементтерінің үстіңгі беті бар бөліктерінің 964-тармақтың талаптарына сәйкес суытқыш (желдеткіш) жүйесі болуға тиіс. Қозғалтқыштар бөліктерінің ауалық суытқыш (желдеткіш) жүйесі бір бөліктен екінші бөлікке жалынның таралуына жол бермеуі қажет.
      Өшіру барысында суытқыш ауаны беруді жаппастан өртті өшіру қамтамасыз етілмейтін бөліктерде суытқыш жүйесі өрт өшіру жүйесінің өрт сөндіргіштері қолданысқа қосылған сәтте (толық немесе ішінара) автоматты түрде жабылуға тиіс.
      Қозғалтқыштың ішкі қуыстарының атмосферамен қатынасы үшін труба құбырларына шығару орны олардан май, ыстық газ, ал авариялық жағдайларда жалынның да тасталуын ескеріп таңдалуға тиіс.
 

      1015. Өрт дабылы.
      ҚҚ қозғалтқыштары мен қосалқы (энергетикалық және жылытқыштық) қондырғылар қозғалтқыштарының бөліктері өрт дабылдарымен, ал қажет болған жағдайда талаптарына жауап беретін осы бөліктердегі қызып кету туралы дабыл жүйелерімен жабдықталуға тиіс.
 

      1016. Қуатты қондырғылардың өрт өшіру жүйелері.
      Егер қозғалтқыштың бөлігі жеке-жеке өрт дабылы бар»"суық" (компрессордың маңы) және»ыстық»(жану камерасының, турбинаның және реактивтік шүмектің маңы) аймақтарға көлденең өрт қалқанымен бөлінген болса, онда осы аймақтардағы өрт сөндіру жүйесі бөлектенген де және бірлескен де болуы мүмкін.
      Қозғалтқышты май қуысындағы отсөндіргіш құралымен жабдықтау кезінде осы жүйені қолданысқа қосуды экипаж тиісті дабылдың жұмыс істеуі бойынша қозғалтқышты ажыратып тастағаннан кейін бірден жүргізуге тиіс. Қозғалтқыштың ішіндегі өрт сөндіру жүйелеріндегі от өшіру заттарының саны және оны труба құбырлары арқылы бөлушілерге (қысым және аймақ бойынша бөлу) беру жағдайын нақты текшеде арнайы отты сынақтардың нәтижелері бойынша анықтаған жөн.

158. Экипаж бен жолаушылардың кабиналарын және
ұшақтың басқа бөліктерін өрттен қорғау

      1017. Экипаж бен жолаушылардың кабиналары.
      Ұшақта экипаж бен жолаушыларды орналастыру орны өрт туындауының, оларға өрт қаупі бар бөліктерден түтін мен от сөндіру заттары өтуінің ең аз ықтималдығын қамтамасыз ете отырып орындалуға тиіс.
      Ұшақтарда қозғалтқыштарды экипаж бен жолаушылардың кабиналарынан тікелей жақын орналастыру, қозғалтқыштарды кабиналардан бөліп тұратын бөліктер мен кабинаға оттың, түтіннің және отсөндіргіш заттардың таралуына кедергі жасайтын арнайы герметикалық өрт қалқандары орнатылуға тиіс.
      Жолаушылар немесе экипаж мүшелері орналасатын немесе болуы мүмкін барлық кабиналар мен бөліктерде өрт қауіпсіздігінің мынадай шаралары қамтамасыз етілуге тиіс:
      1) қолданылатын конструкциялық және бөлу материалдары жануы қиын немесе өздігінен өшетін болуға тиіс. Баяу жанатын материалдарды шектеп қолдануға оларды ұшақта қолдануды ескере отырып рұқсат беріледі. Оларға жалын ықпал еткен кезде улы өнімдердің елеулі мөлшерін бөлетін материалдарды қолдануға болмайды.
      Химиялық өңдеудің арқасында өзінің отқа шыдамдылығын алған тоқыма материалдары уақыт өткен сайын жоғары температураның ықпалынан өзінің отпен қарсыласу қасиетін жоғалтуға тиіс емес;
      2) темекі тартуға рұқсат берілген кабиналар отқа шыдамды материал тәріздімен жабылатын жеңіл алынатын күлсалғыштармен жабдықталуға тиіс. Темекі тартуға рұқсат берілмеген барлық басқа бөліктерде және кабиналарда темекі тартуға тыйым салынған жазу немесе жарықтандырылған табло болуға тиіс;
      3) жол жүктерін, киімдерді және т.б. сақтау үшін арнайы ыдыстар мен сөрелер көзделуге тиіс. Олар қыздырылған электр жабдығынан, ыстық сіріңке мен папиростан олардың құрамының жану мүмкіндігін болдырмайтындай етіп орналастырылуға тиіс;
      4) қағаздар мен қалдықтарға арналған жәшіктер өздігінен жабылатын қақпақтары бар отқа шыдамды материалдардан жасалуға тиіс.
      Экипаждың кабинасында немесе оған кіре берісте қолмен басқарылатын от сөндіргіш болуға тиіс. Жолаушылардың салондарында қолмен басқарылатын от сөндіргіштердің саны мен олардың орналасқан орны ұшақтың әрбір үлгісі үшін салонның көлеміне қарай жеке белгіленуге тиіс, бірақ әрбір салонда бір от сөндіргіштен кем болмауға тиіс.
      Ескерту. Бір салонды жолаушылар аз сиятын (20 жолаушыға дейін) ұшақтар үшін экипаж кабинасының кіре берісіне қолмен басқарылатын бір отсөндіргіш орнатуға рұқсат беріледі.
      От сөндіргіштер қол жеткізуі оңай орындарда (мысалы, шыға берістерге жақын) орнатылуға, тез шешілетін қосылғышпен бекітілуге, қолданысқа әрқашан дайын болуға және оларды қалай қолдану жөнінде қысқаша нұсқаулық жазбасы болуға тиіс.
      Қолмен басқарылатын от сөндіргіштер ретінде 1087-88-тармаққа   сәйкес сертификаттық сынақтардан өткен от сөндіргіштер ғана пайдаланылуы мүмкін.
      Өрт туындаған жағдайда кабиналарды ұшақ қозғалтқыштарының компрессорларынан үрлеу немесе жылыту кезінде әрбір қозғалтқыштан ауа беруді тоқтататын құрылғы көзделуге тиіс.
      Зақымдануы ұшу жағдайларын қиындатуға алып келетін жолаушылар кабинасындағы басқару бөлшектері, труба құбырлары мен басқа жабдықтар тетіктік зақымдардан және кабинада өрт туындаған жағдайда өрт ықпалынан қорғалуға тиіс.
 

      1018. Жүк және багаждың бөліктері.
      Зақымдануы өрттің туындауына алып келуі мүмкін немесе ұшу жағдайларын қиындату қорқынышын тудыратын жүк пен жол жүгі бөліктерін орналасқан труба құбырлары, жабдықтар мен агрегаттар бөліктегі жүктердің орнын ауыстыру мүмкіндігі кезінде зақымданудан қорғалуға тиіс.
      Жолжүктік бөліктерді бөлу үшін, сондай-ақ жүктерді байлау және бекіту үшін қолданылатын материалдар жануы қиын немесе өздігінен өшетін болуға тиіс. Бұдан басқа, жүк және жолжүк бөліктерінде өрт туындаған жағдайда түтіннің, жалынның, от сөндіргіш заттардың және басқа зиянды газдардың экипаж бен жолаушылардың кабиналарына түсуін болдырмайтын шаралар қолдануға тиіс.
      Жүк және жолжүк бөліктері төменде келтірілген сыныптамаларға сәйкес өрттен қорғалуға тиіс.
      А сыныбы - ұшуда экипаж үшін қол жетімді, өртті экипаж мүшелері олардың жұмыс орындарынан өрт дабылы жүйелерін қолданбастан оңай табатын бөлік.
      Осы сыныптың бөліктерінде туындағын өртті 1015-тармақ талаптарын қанағаттандыратын қолмен басқарылатын от сөндіргіштердің көмегімен тез жою мүмкіндігін қамтамасыз етуге тиіс.
      Б сыныбы - ұшуда экипаж үшін қол жетімді, бірақ өртті экипаж мүшелері олардың жұмыс орындарынан өрт дабылы жүйелерін қолданбастан табуы қиын бөліктер. Осы сыныптың бөліктері түтін, жалын пайда болған кезде немесе температура көтерілген кезде жұмыс істейтін және 1015-тармақты талаптарын қанағаттандыратын өрт дабылдарымен жабдықталуға тиіс.
      Б сыныбының бөліктерінде экипаж мүшелері бөліктің ең алыс орнында қолмен басқарылатын отсөндіргіштердің көмегімен өртті жою жөнінде шаралар қолдануға қажетті уақыт ішінде бөлік конструкция элементтерінің отқа аса шыдамдылығын қамтамасыз ететін шаралар қолданылуға тиіс. Туындаған өртті өшіру үшін экипаж мүшесінің от сөндіргішпен бөлікке кіру мүмкіндігін көрсетуге тиіс.
      В сыныбы - ұшуда экипаж үшін қол жетімді емес бөліктер. Осы сыныптың бөліктері түтін, жалын пайда болған кезде немесе температура көтерілген кезде жұмыс істейтін және 1015-тармақтың талаптарын қанағаттандыратын өрт дабылдарымен жабдықталуға тиіс.
      В сыныбының бөліктері 1028-тармақтың талаптарын қанағаттандыратын және өртті жоюды немесе жүктің немесе жолжүгі материалдарының қалдықты бықсуы кезінде жалындап жануды жоюды және ұшақты жақын әуеайлаққа (РҰП сәйкес) қондыру мен жолаушыларды эвакуациялауды аяқтауға қажетті уақыт ішінде жалындап жанудың қайтадан туындауын болдырмауды қамтамасыз ететін өрт сөндіргіш жүйесімен қамтамасыз етілуге тиіс.
      В сыныбы бөліктерінің ұйымдасқан желдеткіші болған кезде ұшудағы өрт жағдайында оны қашықтықтан жабу немесе желдеткіштегі ауа шығынын азайту көзделуге тиіс.
 

      1019. Отын бактарының бөліктері.
      Қозғалтқыштардың бөліктерімен, энергетикалық немесе жылытқыш қондырғылардың бөліктерімен қатар орналасқан отын бактары мен олардың агрегаттары от өткізбейтін өрт қалқандарымен немесе отын экрандарымен қоса олардан бөлек болуға тиіс. Бак пен қалқан (экран) арасындағы қашықтық 15 мм-ден кем болмауға тиіс.
      Отын бактары немесе бактар тобы мүмкіндігінше, оқшауланған бөліктерде орнатылуға тиіс. Отын бактары зақымданған жағдайда отынның басқа бөлікке ағуынан қорғау шаралары қолданылуға тиіс.
      Жылытқыш, қосалқы қуатты қондырғылардың (ҚҚҚ) бөліктері мен ұшақтың басқа аймақтары.
      Отынның жануымен жұмыс істейтін жылытқыш және қосалқы қуатты қондырғылар (ҚҚҚ) орналастырылған бөліктер қуатты қондырғылардың қозғалтқыш бөліктеріне ұсынылатын өрт қауіпсіздігі талаптарын қанағаттандыруға тиіс.
      Қондырғылардың жұтқыш құрылғыларының көрсетілген конструкциясы ұшақ бортының сыртына қызып кеткен газдарды немесе жану бұйымдарын шығару кезінде; сонымен бірге осы қондырғылар іске сәтсіз қосылған жағдайларда отынның тасталу мүмкіндігі ескерілуге тиістілігі кезінде ең жоғары өрт қауіпсіздігін қамтамасыз етуге тиіс.
      Қондырғылардың ауа жинайтын көрсетілген құрылғылары мұндай қондырғылардың бөліктерінде немесе қуатты қондырғы қозғалтқыштарының бөліктерінде пайдаланудың (күтілетін жағдайларында оған отын мен оның буларының, сондай-ақ түтін мен жалынның түсуін болдырмайтындай етіп орналастырылуға тиіс.
      Көрсетілген қондырғыларды экипаждың немесе жолаушылардың кабиналарында, сондай-ақ осы кабиналармен тікелей байланыс жасайтын бөліктерде орналастыруға болмайды.
      Қалыпты пайдалану жағдайларда өрттің шығуы мүмкін емес, бірақ жалын немесе түтін ұшаққа (қанаттарының тұмсықты ағызғыштары және т.б.) тез тарайтын бөліктер оларды өрт қаупі бар бөліктерден, сондай-ақ экипаж бен жолаушылардың кабиналарынан бөліп тұратын қорғаныш экраны немесе қалқаны болуға тиіс. Мұз қатуға қарсы жүйелердің труба құбырлары ауаның келуін жабуға мүмкіндік беретін шүмектермен жабдықталуға тиіс.

159. Өрттен қорғау құралдарының сынақтары

      1020. Қуатты, қосалқы, энергетикалық және жылытқыш қондырғылардың өрттен қорғау құралдары нақты текшелерде:
      1) өрт дабылының тиімділігін;
      2) өрт сөндіргіш жүйелерінің тиімділігін;
      3) өрттен қорғаудың конструктивтік шараларының тиімділігін тексеру кезінде арнайы от сынақтарынан өтуі қажет.
 

      1021. Өрт сөндіру жүйесі бар ұшақтың барлық бөліктерінде жердегі жағдайларда отты және "суық" сынақтардың нәтижелері бойынша белгіленетін өртті сөндіруге талап етілетін олардың концентрация шамаларына сәйкестілігін тексеру үшін оның»"суық" төгіндісі кезінде жазғы жағдайларда отсөндіргіш заттың нақты концентрациясы айқындалуға тиіс. Ұшудағы сынақтар кезінде отсөндіргіш заттың экипаж бен жолаушылар кабиналарына түспегендігін тексеру қажет.
 

      1022. Жерде және ұшуда пайдаланудың күтілетін жағдайларында өрт дабылының жүйесі жалған істелетін жұмыстарға қарсы тұрақтылыққа сыналуға тиіс.
 

      1023. Жерде және ұшуда өрт сөндіру жүйесі агрегаттарының жұмыс жағдайы олар орналасқан орындарда оларға қойылатын талаптарға сәйкес келетіндігіне тексерілуге тиіс.
 

      1024. Ұшақтың кабиналары мен бағамды бөліктерінде орнатылған өрттен қорғау құралдарына сынақтар жүргізілуге тиіс.
 

      1025. Интерьерде және кабиналарды бөлуде, сондай-ақ багаж бөліктерінде қолданылатын конструкциялық және бөлетін полимерлік материалдардың сынақтарын П7.5.4 және П7.5.5-қосымшаларда баяндалған әдістер бойынша жүргізген жөн.

160. Ауа жинағыштар

      1026. Пайдаланудың күтілетін жағдайларында және РҰП барлық қол жетімді режимдері кезінде қозғалтқыштардың жұмысы және олардың үйлесімділіктерінде ауажинағыштар мен қозғалтқыштардың газды серпінді орнықты бірлескен жұмысы қамтамасыз етілуге тиіс.
 

      1027. Пайдаланудың күтілетін жағдайларында және РҰП барлық қол жетімді режимдері кезінде қозғалтқыштардың жұмысы және олардың үйлесімділіктерінде ұшақта қозғалтқыштардың құрамдастары тудыратын компрессордың қалақтарында тербеліс кернеулерінің деңгейі рұқсат етілген мәннен аспауға тиіс.
 

      1028. Ауажинағыш ұшақта (арнадағы торлар, ағыс қорғанышы, шасси дөңгелектеріндегі қалқанша және т.б.), осылайша, ұшақты рульдеу, шарықтау және қондыру кезінде ауа жинағыш құрылғының ішіне аэроайлақтың үстінен бөгде заттардың түсуі шамасы 600-тармақ бойынша белгіленгеннен асып түсетін қозғалтқыш бөлшектерінің механикалық зақымдарын тудырмайтындай шоғырлануға немесе арнайы құрылғылармен қорғалуға тиіс. Кері қимылдайтын тартымды пайдалану кезінде реактивті ағыстың әуе айлақтың үстімен ағуы әуе айлақтың үстінен бөгде заттардың түсуін, механикалық зақымның тууын болдырмайтындай етіп ұйымдастыру қажет.
 

      1029. Ауажинағыш мұз қату жағдайларындағы ұшу кезінде мұздың пайда болуын болдырмау үшін автоматты және қолмен басқарылатын мұз қатуға қарсы жүйемен (ПОС) жабдықталуға тиіс. Ауа жинағыш ПОС-ның жарамдылығын жерде тексеру, сондай-ақ оның жұмысын ұшуда бақылау мүмкіндігі болуға тиіс.
 

      1030. ҚҚҚ ауа жинағыш талаптарын қанағаттандыруға тиіс. ҚҚҚ ауажинағыштағы ПОС-ты белгілемеуге болады, егер, ұшақтағы ҚҚҚ таңдап алынған жиынтығы кезінде ПОС-қа қажеті жоқ болса.
 

      1031. ҚГТҚ ауа жинағышының және ҚҚҚ жұғу құрылғыларының конструкцияны мен шоғыры ҚГТҚ роторының кері айналуын болдырмау үшін, авторотация режимдеріндегі қалыпты іске қосу мен қысымның оң күрт төмендеуі, егер бұл қажет болса, осы режимде ротор айналымының ең жоғары жиілігін шектеу қамтамасыз етілетіндей етіп орындалуға тиіс.

161. Шығып тұратын құрылғылар

      1032. ҚҚ және ҚҚҚ қозғалтқыштарының шығып тұратын құрылғылары ұшақ конструкциясының жанаспалы элементтерінің қызып кетуіне жол бермейтіндей болып шоғырлануға тиіс.
 

      1033. Шығып тұратын құрылғыларды жинақтау газдардың өздігінен ағуын, сондай-ақ олардың ұшақтың кабинасына түсуін болдырмауға тиіс.
 

      1034. Қозғалтқыштардың шыға берісіне жақын тұрған ұшақтың конструкциясы мен қаптамасының элементтері немесе оған жұтылған газдардың түсу мүмкіндігі отқа шыдамды материалдардан жасалуға тиіс.
 

      1035. Шығып тұратын құрылғының элементтері қуатты қондырғыда да, ҚҚҚ-да да салыстырмалы орындарын ауыстыруға жол беруге және олардың бұзылуын немесе барлық пайдалану режимдеріндегі қозғалтқыштардың жұмыс жағдайларында жылытылғаннан кеңейген кездегі жол берілмейтін бұзылуын болдырмауы тиіс.
 

      1036. Кері қимылдайтын тартымы бар қуатты қондырғының шығып тұратын құрылғылары үшін, шығарылатын арналардың орналасқан орны және кері қимылдайтын құрылғыдан шығатын газ (ауа) ағысының бағыты, РҰП рұқсат берген оның барлық жұмыс режимдері кезінде:
      1) қозғалтқыштың, қуатты қондырғы мен ұшақ конструкциясының элементтерін шамадан тыс қыздыру мен тербелісін;
      2) кері қимылдайтын ағыстардың ықпалымен әуе айлақтың үстінен 7.6.1.3 көрсетілгендей бөгде заттарды ауа жинағышқа соруды;
      3) жұтылған газдардың түсуінің салдарынан қозғалтқыш компрессорының орнықты жұмысының қорын шамадан тыс төмендетуді және ауажинағыштың кіре берісінде ағыс конструкциясын өзгертуді;
      4) қозғалтқыш пен ұшақтың элементтеріне теңестірілмеген шамадан тыс сатылас немесе бүйірлік жүктемелердің туындауын;
      5) ұшақты кері қимылдайтын ағыстардың басқару органына тигізетін әсерінен орнықтылығы мен басқарулығын шамадан тыс төмендетуді болдырмайтындай етіп таңдауға тиіс.
 

      1037. ҚҚҚ-ның шығып тұратын құрылғылары талаптарды қанағаттандыруы тиіс.

162. Капоттар

      1038. Қозғалтқыш гондолының капоттарын (қаптамаларын) оларды пайдалану жағдайында оларға әсер етуі мүмкін ауа ағысынан болатын тербеліске, екпінге және басқа жүктемелерге шыдайтындай болып құрастырылуға және орнатылуға тиіс.
 

      1039. Капоттың 724-тармақтың талаптарын қанағаттандыратын мотогондолдардан алынатын жанатын сұйықтықтарды дренаждау жүйесі болуға тиіс.
 

      1040. Капоттар дюралюминийден гөрі ыстыққа аса төзімді материалдан жасалуға тиіс. Капоттың олардың қозғалтқыштың аса қатты қыздырылған үстіңгі беттеріне немесе жұту жүйелерінің элементтеріне жақын болғандықтан қатты қыздырылған пайдалану процесінде расталған бөлігі отқа төзімді материалдардан, егер осы ықпал конструкцияның беріктігін азайтуды немесе зақымдауды тудырса, жасалуға тиіс.
 

      1041. Копот астындағы кеңістік суыту (желдеткіш) жүйесінің ауа жинағыштары мен шығып тұратын келте құбырлары (жалюздер), сондай-ақ басқа жүйелердің шығып тұратын келте құбырлары ауаның, газдардың және т.б. қауіпсіз орналасуын қамтамасыз ететіндей орналасуға тиіс. Олардың капотқа орналасуы 723-тармақтың талаптарын қанағаттандыруға тиіс.
 

      1042. Әрбір қозғалтқыш капоттарының сыртқы жағында жердегі әуе айлақтық отсөндіргіш құралдарынан капот астындағы кеңістікке от сөндіргіш затты беруге арналған шағын люлька болуға тиіс. Шағын люлька ондағы раструбты басқан кезде немесе жердегі от сөндіргіш құралдарды шашқанда тез ашылуға тиіс. Шағын люльканың контур бойынша қызыл түсті және»"Жерде сөндіруге арналған" деген жазуы бар белгісі болуға тиіс.
      Ескерту. Шағын люльканың көлемі тең болуға тиіс:
      1) дөңгелек шағын люлька үшін - диаметр кем дегенде 127 мм;
      2) төрт бұрышты шағын люлька үшін - жақтары кем дегенде 127 мм.
 

      1043. ҚКҚ капоттары талаптарын қанағаттандыруға тиіс.

163. Ауажинағыштар, шығып тұратын құрылғылардың
капоттардың сынақтары

      1044. Ауажинағыштардың сынақтары.
      Ауажинағыштардың 1036-тармақтың талаптарына сәйкестігін бағалау үшін жерде және ұшуда сынақтар өткізілуге тиіс. Сынақтар кезінде:
      1) ауажинағыштар мен қозғалтқыштарды пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы, оның ішінде қол жетімді жел жағдайларында бірлескен жұмысының орнықтылығы;
      2) ауажинағыштың 466-тармаққа сәйкес табиғи мұз қатудың бақыланатын жағдайларындағы мұз қатуға қарсы жүйенің жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігі;
      3) ұшақты рульдеу, шарықтау және қондыру кезінде ШҚЖ-дан қозғалтқышқа бөгде заттардың түсуінен қорғаудың қамтамасыз етілгендігі;
      4) ҚҚҚ ауажинағыштың оларға жерде және ұшуда пайдаланудың барлық жағдайларында РҰП-да бар нұсқауларды ескере отырып ҚГТҚ қалыпты жұмысын қамтамасыз еткендегі жұмыс қабілеттілігі;
      5) қозғалтқыштардың біреуіндегі помпаждық ысырылуының жақын орналастырылған қозғалтқыштардың жұмысына әсері тексеріледі.
 

      1045. Шығып тұратын құрылғылардың сынақтары.
      Шығып тұратын құрылғылардың талаптарға сәйкестігін бағалау үшін жерде және ұшуда сынақтар өткізілуге тиіс. Сынақтар кезінде:
      1) шығып тұратын құрылғының жылу жағдайы;
      2) РҰП сәйкес кері қимылдайтын тартымды қолдану кезінде рұқсат берілген ұшу мен қозғалтқыштар жұмысының барлық режимдерінде кері қимылдайтын құрылғыдағы қуатты элементтердің жылу жағдайы;
      3) тікелей тартым режимдерінде де, кері қимылдайтын тартым режимдерінде де жұтылған газдардың түсуі мүмкін ұшақ конструкциясы элементтерінің температурасы анықталуға тиіс.
 

      1046. Капоттардың сынақтары.
      Кіші бөлімнің талаптарға сәйкестігін бағалау үшін капоттардың беріктігіне есеп ұсынылуға және мотогондолдан жанар сұйықтықтарды алып тастау жөнінде дренаждардың тиімділігін анықтау бойынша жерде сынақтар жүргізуге, сондай-ақ барлық режимдердегі, оның ішінде кері қимылдайтын режимдердегі, егер қуатты қондырғы кері қимылдайтын құрылғымен жабдықталса, қозғалтқыштың жұмысы кезінде шығып тұратын құрылғылардың маңындағы капот элементтерінің температурасы өлшенген болуға тиіс. Өрт кезінде ашатын қақпақтарды ашу мүмкіндіктерін көрсетуі тиіс.
      Аталған ұшақ үшін белгіленген қону минимумына сәйкес радиомаяктык жүйелердің курсы мен глиссадасының желілеріне қатысты ұшақтың дәлдікпен және биіктігіне дейінгі орнын анықтауды;
      Экипаждың көзбен шолып индикациялауы үшін радиомаяктық жүйелердің курсы мен глиссадасының желілеріне қатысты ұшақтың орны туралы ақпараттың және басқа бір жабдыққа электр сигналдарын, егер бұл сигналдар қолданылып жатқан болса, берілуін;
      Көзбен шолу сигнализациясы және дыбыстық сигнализация түрінде маркерлік радиомаяктардан өту туралы ақпараттың берілуін, сондай-ақ осы ақпараттың басқа бір жабдыққа электр сигналдары түрінде берілу мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      Ескерту. СП мен ILS-тің курстық-глиссадалық маяктары бойынша қонуға бет алу көзделмеген күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы ұшақтарда курс пен глиссада желілеріне қатысты ұшақтың орнын анықтау және ол туралы ақпарат беру міндетті болып табылмайды.
      Қону радиотехникалық жабдығының курстық арнасының жұмыс істеу қабілеттілігі аэродромнан салыстырмалы түрде 600 м биіктікте ұшу кезінде маяктан алыстығы кем дегенде 45 км болатын барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында қамтамасыз етілуі қажет.
      Қону радиотехникалық жабдығының глиссадалық арнасының жұмыс істеу қабілеттілігі аэродромнан салыстырмалы түрде 300 м биіктікте ұшу кезінде маяктан алыстығы кем дегенде 18 км болатын барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында қамтамасыз етілуі қажет.
      Курс пен глиссада желілерінен ауытқыған сигналдардың сапасы аталған ұшақ үшін қабылданған, қонуға бет алудың барлық режимдерінде басқарудың қабылдауға тұрарлық сапасын қамтамасыз ететіндей болуы қажет.
      Курс пен глиссада желілері бойынша қонуға бет алып, маркерлік маяктардан өткен кезде: глиссаданың жантаю бұрышы 2,5 о -тан 3 о -қа дейін болғанда алыс МРМ-нен - 600 + 200 м аймақта, ал жақын (орта) МРМ-нен -300 + 100 м аймақта жарық сигнализациясының және/немесе дыбыстық сигнализацияның болуын қамтамасыз ету қажет.

164. Ұшақ жабдығы

      1047. 164-202 тарауларда қаралатын борттық жабдық - ұшақтың орналасқан орнын анықтау, ұшақ жүргізуді қамтамасыз ету және ауа қозғалысын басқару (АҚБ), сыртқы және ішкі радиобайланысты қамтамасыз ету, электр энергиясымен қамтамасыз ету, жарық техникасының міндеттерін шешу, сондай-ақ күш-қуат қондырғысының жұмысын бақылау үшін ұшақтарда орнатылатын техникалық қондырғылардың жалпы атауы.
 

      1048. Жабдық түрі - мақсатының, қозғалыс принципінің немесе жұмыс процесінің ортақ белгілері бар жабдық.
 

      1049. Кешен - жалпы функционалдық мақсаттағы міндеттер тобын бірлесіп орындауға арналған ақпараттық жүйелердің, есептеу-бағдарлама құралдарының, индикация, сигнализация және басқару жүйелерінің жиынтығы.
 

      1050. Жүйе - берілген функцияларды орындауға арналған бір-бірімен байланысты авиациялық техника бұйымдарының жиынтығы.
 

      1051. Өлшеу (басқару) тракты - қабылдау, өлшеу және параметрді индикациялау (басқару) міндеттерін шешетін бір немесе бірнеше жүйелерде немесе кешендерде жүйелі байланысқан элементтердің тізбегі.
 

      1052. Прибор - жеке пайдаланушылық мәні бар және параметрді өлшеу мен индикациялауды қамтамасыз ететін құрылғы.
 

      1053. Индикатор - өлшемдер шамасының саны немесе сапасы туралы ақпаратты бейнелеу құралы.
 

      1054. Сигнализатор - бейнелік, дыбыстық және тактильді сигналдар түріндегі параметрдің, жүйенің немесе объектінің қажетті шамасына немесе күйіне сәйкестігі немесе сәйкес еместігі туралы ақпараттың бейнеленуін қамтамасыз ететін прибор.
 

      1055. Датчик - өлшеніп жатқан параметрдің ағымдағы шамасы туралы сигналды шығаруға арналған өлшеу құрылғысы.
 

      1056. Ұшу-навигациялық жабдық (ҰНЖ) - жалпы ұшқаннан бастап қонғанға дейін ұшудың, навигацияның және ұшақ жүргізудің міндеттерін шешуге және тұтынушыларға ақпаратты беруге арналған ұшақ бортындағы өлшеу, есептеу және басқару жүйелері мен қондырғыларының және ақпаратты бейнелеп көрсету жүйесінің жиынтығы.
 

      1057. Навигацияның, қонудың және ӘҚБ-ның (әуе қозғалысын басқарудың) радиотехникалық жабдығы (НҰ РТЖ - навигациялық ұшудың радиотехникалық жабдығы) - ұшақтың ұшуы, маршрутта болуы, ұшуы мен қонуы кезінде оның қайда екендігін анықтап, сондай-ақ радиотехникалық әдістермен жерде орналасқан қызметтерге автоматты түрде деректер беруді қамтамасыз ететін жабдық.
 

      1058. Радиобайланыс жабдығы (РБЖ) - радиоарналар бойынша хабарларды қабылдауды және жіберуді, экипаж мүшелері арасында байланыс жүргізуді, сондай-ақ жолаушыларды құлақтандырып отыруды қамтамасыз ететін жабдық.
 

      1059. Антенна-фидер құрылғысы (АФҚ) - борттық НҰ РТЖ-ның және/немесе РБЖ-ның электромагниттік энергияны қабылдауын және/немесе оның сәуле шығаруын қамтамасыз ететін, құрамында антеннасы, байланыс элементтері мен фидерлері бар құрылғылар жиынтығы.
 

      1060. Электротехникалық жабдық (ЭЖ) - электр энергиясын қабылдайтындар арасында электр энергиясының шоғырлануын, түрленуін, таралуын қамтамасыз ететін жабдық, сондай-ақ мақсаты дербес және басқа жүйелердің элементтері болып табылмайтын әр түрлі электротехникалық құрылғылар.
 

      1061. Электрмен жабдықтау жүйесі (ЭЖЖ) - электр энергиясын шоғырландыру және оны тарату жүйелерінің жиынтығы.
 

      1062. Туындату жүйесі - электр энергиясының (генераторлардың, токтың және кернеу шамасының түрлендіргіш қондырғыларының, аккумуляторлардың) бір орталықтан өндірілуін және оның сипаттамаларының берілген шекте болуын қамтамасыз ететін электр энергиясы көздерінің немесе түрлендіргіштерінің, олардың кернеулері мен жиіліктерін тұрақтандыру құрылғыларының, қатар жұмыстар жүргізу, қорғау, басқару мен бақылау құрылғыларының жиынтығы.
 

      1063. Бастапқы электрмен жабдықтау жүйесі - генераторлары ұшақтың қадамдық қозғалтқыштары немесе көмекші күш-қуат қондырғысы арқылы қозғалысқа келетін электрмен жабдықтау жүйесі.
 

      1064. Қайталама электрмен жабдықтау жүйесі - қуат көздері бастапқы жүйеден қуат ала отырып түрлендіргіш қондырғылар болып табылатын электрмен жабдықтау жүйесі.
 

      1065. Электр энергиясының авариялық қуат көзі - қадамдық қозғалтқыштар мен көмекші күш-қуат қондырғысында (ККҚ) орнатылған бастапқы қуат көздері жұмысынан тәуелсіз электр энергия көзі. Авариялық қуат көзі электр энергиясын қабылдағыштардың шектеулі құрамына (I санатына) қуат беру үшін бастапқы қуат көздері істемей қалғанда немесе/және өшірілгенде ұшу кезінде қолданылады. Аккумулятор және одан қуат алып отыратын түрлендіргіш авариялық қуат көздеріне жатады.
 

      1066. Электр энергиясын тарату жүйесі - электр энергиясын туындату жүйесінен, жердегі қуат көзінің қосылу элементінен тарату құрылғыларына және тарату құрылғыларынан соң қажетті коммутациялар өндіруді, қабылдағыштардың электрмен қуаттануын резервтеуді және тарату жүйесін бұзылудан қорғауды қамтамасыз ететін электр энергия қабылдағыштарына жеткізіп отыратын құрылғылар жиынтығы.
 

      1067. Бастапқы тарату жүйесі - электр энергиясын туындату жүйесінен тарату құрылғыларына жеткізетін тарату жүйесінің бір бөлігі.
 

      1068. Қайталама тарату жүйесі - электр энергиясын тарату құрылғыларынан электр энергия қабылдағыштарына жеткізетін тарату жүйесінің бір бөлігі.
 

      1069. Электр энергиясын қабылдағыштар - жұмыс істеу үшін электр энергиясын қажет ететін жүйелер, құрылғылар, жекелеген блоктар. Электрмен жабдықтаудың сенімділік талаптары бойынша электр энергиясының қабылдағыштары үш санатқа бөлінеді:
      1) ұшу мен қонудың қауіпсіз аяқталуын қамтамасыз ету үшін қажетті бірінші санатты электр энергиясын қабылдағыштар;
      2) ұшу тапсырмасы бойынша жоспарланған ұшу мен қонудың қауіпсіз жалғасуы үшін қажетті екінші санатты электр энергиясын қабылдағыштар;
      3) электр қуатының тоқтатылуы ұшу қауіпсіздігіне және ұшу тапсырмасын орындауға әсер етпейтін үшінші санатты электр энергиясын қабылдағыштар.
 

      1070. Жарық техникасының жабдығы (ЖТЖ) - жалпы және жергілікті жарықпен жолаушылар салонын, экипаж кабинасын, техникалық және жүк бөлімдерін, басқару аспаптары мен пульттарын, белгілеумен және сыртқы жарықпен авариялық шығаберістерді, ұшақтардың қайда екендігін жарықпен белгілеуді, сондай-ақ жүргізгенде, көтерілгенде, қонғанда сыртқы кеңістікті жарықпен және ұшақ конструкциясы элементтерін жарықпен қамтамасыз ететін жабдық.
 

      1071. Күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдары (8-бөлімде қаралып отырған) - экипажға қозғалтқыштардың, отын және май жүру жүйелерінің жұмыстары өлшемдерін өлшеуді және индикациялауды қамтамасыз ететін аспаптар.
 

      1072. Негізгі жабдық - күтіліп отырған пайдалану жағдайларында берілген негізгі функцияларды қамтамасыз ету үшін қажет болатын міндетті жабдық.
 

      1073. Резервтік жабдық - негізгі жабдықтың жекелеген түрлері істен шыққанда немесе оларды пайдалану мүмкін болмағанда қолайлы дәл сипаттамалары бар функциялардың шектелген санының қалыпты орындалуын қамтамасыз ету үшін қажет болатын міндетті жабдық.
 

      1074. Орталық сигнал шамы (ОСШ) - ұшақтың авариялық немесе ескерту сигналдарының кез келгенінің қосылғаны туралы ұшақ экипажы мүшелерінің назарын аударуға және ақпарат үшін арналған жарық сигнал құрылғысы.
 

      1075. RBS (А, АС) режимі (Radar Beacon System) - Халықаралық азаматтық авиация туралы конвенцияның 10-қосымшасына сәйкес радиолокациялык жауапкердің жиілік диапазонында және сауал-жауап кодтары бойынша ӘҚБ-ның жұмыс режимі.
 

      1076. ӘҚБ режимі - радиолокациялық жауапкердің КСРО қайталама жүйесінде қабылданған жиілік диапазонында және сауал-жауап кодтары бойынша жұмыс режимі.
 

      1077. 164-202 тарауларын талаптары мынадай борт жабдықтарына таралады:
      - ұшу-навигациялық жабдыққа (ҰНЖ);
      - навигацияның, қонудың және әуе қозғалысын басқарудың радиотехникалық жабдығына (НҰ РТЖ және ӘҚБ);
      - радиобайланыс жабдығына (РБЖ);
      - электротехникалық жабдыққа (ЭЖ);
      - жарық беру техникалық жабдығына (ЖТЖ);
      - күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдарына.
      8-бөлімде кабина мен сигнализацияны жайғастыру талаптары да баяндалған.
      Ескерту: 164-202 тараулардағы талаптар ұшу-навигациялық өлшемдер және/немесе күш-қуат қондырғысы жұмысының өлшемдері туралы ақпаратты бейнелеу үшін экран индикаторларын пайдаланатын жабдықтарға таралмайды.
 

      1078. 164-202 тарауларын ережелері ұшақ жабдығының құрамын, техникалық сипаттамаларға, конструкцияларға және жабдықты ұшақта жайғастыруға жалпы талаптарды, сондай-ақ экипаж кабинасын жайластырып, онда ақпарат пен сигнализацияны бейнелейтін құралдардың орналастырылуына қойылатын талаптарды айқындайды.
 

      1079. Борт жабдығы күтіліп отырған пайдалану жағдайларында ұшақта ұшуды пайдалану жөніндегі басшылыққа (ҰЭБ) сәйкес ұшуды жүргізу үшін барлық қажетті функциялардың орындалуын қамтамасыз ететіндей құрастырылып, дайындалып және орнатылған болуы керек.
 

      1080. Борт жабдығы ұшу кезінде және жерде ұшақтың нақты бір түрін пайдалану процесі барысында қажетті функцияларды сыртқы әсерлер жағдайында қамтамасыз ететіндей құрастырылып, дайындалып және орнатылған болуы керек.
      Егер борт жабдығы 1087-тармақтың талаптарына сәйкес келсе, ал осы жабдықтың орнату орындарындағы ұшақта орын алуы мүмкін сыртқы әсер өлшемдері 1077-1078-тармақтарда баяндалған тиісті Нормалардан аспаса, онда қосымша дәлелдерсіз-ақ бұл тармақтың орындалуы қамтамасыз етіледі.
 

      1081. Жарылу қаупі бар аймақта орнатылған борттық жабдық 1078-тармақта баяндалған жабдықтың жарылу қаупі жөніндегі талаптарды қанағаттандыруы қажет.
 

      1082. Ұшақта орнатылған борттық жабдықтың қалыпты жұмыс істеуі барысында да, мүмкін болатын істен шығу жағдайларында да өрттің, улы газдардың қауіпті ошағы болып табылмайтындығы шын мәнісінде дәлелденуі қажет.
 

      1083. Борттық жабдық КОЭЖ-да (күтіліп отырған пайдалану жағдайларында) ұшуларды орындау кезінде қолданыстағы эшелондау және ұшақты жүргізу мен басқару жөніндегі талаптарды қамтамасыз ететіндей құрастырылып, жасалып және орнатылған болуы қажет.
 

      1084. Борттық жабдық ұшақтың нақты үлгісінде орын алатын электр қуаты ретінде жұмысқа қабілетті болуы қажет. Электр қуаты бойынша 1077-тармақ қосымшасының талаптарын орындау осы тармақтың ұшақтағы электр энергиясын қабылдағыштар мен ЭЖЖ-ға қатысты талаптарын қосымша дәлелдерсіз-ақ орындалуын қамтамасыз етеді.
 

      1085. Бірінші санатты электр энергиясын қабылдағыштардың құрамы төмендегі талаптар бойынша таңдап алынуы қажет:
      1) ККҚҚ-да (көмекші күш-қуат қондырғысында) орнатылып генераторлармен жабдықталған, қадамдық қозғалтқыштарда орнатылып барлық генераторлары өшкен (істен шыққан) және КККҚ іске қосылмаған жағдайда, тек осы қабылдағыштардың жұмысы барысында ғана ҰПБ нұсқауларына сәйкес, ең болмаса КККҚ-ны іске қосу аяқталып оның генераторы электр энергиясын тарату жүйесіне қосылғанға дейін ұшақтарға ұшуды аяқтауға және олардың қауіпсіз қонуына немесе ұшуына мүмкіндікті қамтамасыз ететін электр энергиясын қабылдағыштар;
      2) КККҚ-да орнатылып генераторлармен жабдықталмаған, барлық генераторлары өшкен (істен шыққан) жағдайда, тек осы қабылдағыштардың жұмысы барысында ғана ҰПБ нұсқауларына сәйкес ұшақтарға ұшуды аяқтауға және олардың қауіпсіз қонуына мүмкіндікті қамтамасыз ететін электр энергиясын қабылдағыштар.
 

      1086. Электрмен жабдықтау жүйесіндегі және/немесе оның арналарының біріндегі істен шығулар кезінде кез келген шина немесе арна қабылдағыштарының қуатын жоғалтуға немесе қабылдағыштардың электр қуаты сапасының төмендеуіне әкелетін жағдай күрделіден ауырлау болмауы қажет.
 

      1087. Қандайда болмасын қабылдағыштардың істен шығуы немесе ақауы басқа I немесе II санатты қабылдағыштарды электрмен жабдықтаудың тоқтатылуына әкелмеуі қажет.
      Ұшуды (көтерілгеннен қонғанға дейін) (2.1.1-ге ескерту) орындаудың мүмкіндігі инженерлік талдау және/немесе сынақтар арқылы III санатты электр қабылдағыштар өшкен кезде бұрындары белгіленген ұшу жоспарына сәйкес дәлелденуі қажет.
 

      1088. Электр энергиясын тұтынатын және ұшу барысында тікелей қызмет көрсетуді талап ететін функционалдық жүйенің барлық элементтері қызмет көрсету кезінде немесе кездейсоқ жанасқанда электр тогына түсу қаупін болдырмайтындай етіп жасалған және (немесе) орнатылған болуы қажет.
 

      1089. Жұмыс істеу барысында реттеуді қажет ететін құрылғылардың кез келген бөлігінің температурасы қоршаған ортаның температурасынан 20 о С-тан аспауы қажет. Ұшақта жолаушыларға және экипажға қол жетімді жерде немесе олардың заттарымен жанасатын жерде орналасқан құрылғылардың сыртқы бетінің температурасы (ас үй жабдығының ыстық бетін айтпағанда) +20 о С қоршаған ауаның температурасы кезінде +70 о С-тан аспауы қажет.
 

      1090. Борттық жабдық оның басқару органдарын пайдалану барысындағы мүмкін болатын барлық жағдайларда, сондай-ақ жұмыс операцияларының қажетті бірізділігі бұзылған жағдайда осы жабдықтың және аталмыш жабдыққа қандай да бір қатысы бар басқа бір жабдықтың бұзылуына әкелмейтіндей құрастырылып жасалған және орнатылған болуы қажет. Ұшу барысында пайдаланылмайтын басқару және реттеу органдарына экипаж қол жеткізе алмауы қажет.
 

      1091. УУП-дан ауырлау ерекше жағдайдың туындауына тікелей себепші болатын функционалдық жабдықтың істен шығуы жұмыс барысында тұрып қалатын функционалдық жабдық үшін олардың істен шығу күйіне бақылау құралдары көзделіп, экипажға индикация үшін істен шығу туралы сигналды берудің және (немесе) оқшаулауды қамтамасыз ету үшін өзара әрекет ететін жүйелермен оны қолданудың мүмкіндігі қамтамасыз етілуі қажет (тиісті басқару режимі үшін істен шыққан жүйені қосудың мүмкін еместігі).
 

      1092. Жабдықтың конструкциясында оның дұрыс жұмыс істеуін тексеру үшін жұмыс істеу қабілеттілігіне бақылау жасайтын кіріктірілген бақылаудың немесе жұмыс істеу қабілеттілігіне бақылау жасаудың сыртқы құрылғыларымен ұштасқан мүмкіндіктердің болуы көзделген болуы қажет.
 

      1093. Борттық жабдық экипаждың тиісті мүшелері ұшу барысында онымен жұмыс істеуі үшін оларға қажетті жағдайларды қамтамасыз ететіндей талаптарға сәйкес ұшақта орнатылуы қажет.
 

      1094. Электр энергиясын немесе электр сигналдарын (электр қуаттандыру, басқару, ақпарат тізбектерін және антенна-фидер құрылғыларын қоса алғанда) тұтынатын, туындататын, түрлендіретін немесе тарататын барлық функционалдық жүйелер пайдалану барысындағы олардың мүмкін болатын бір мезгілде жұмыс істеуі кезінде НҰ РТЖ, РБЖ-ның немесе электрондық құрылғылардың жұмыс істеу қабілеттілігін бұзуға немесе ерекше жағдайлардың туындауына әкелетін электр магниттік кедергілер пайда болмайтындай құрастырылып жасалып, ұшақта орнатылуы қажет.
      Ескерту. 1. Функционалдық жүйенің барлық элементтері 1108-тармақтың талаптарына сәйкес құрастырылған болуы қажет.
      2. Егер қуат көзі мен кедергі қабылдағышының жұмыстарын уақыт бойынша қоюға мүмкіндік қамтамасыз етілген болса, онда ұшу жағдайларының күрделенуімен салыстырғанда одан да күрделі ерекше жағдайдың туындауына әкелмейтін электр магниттік кедергілердің болуына жол беріледі.
 

      1095. Ұшақ пен жабдыққа берілетін техникалық құжаттаманың құрамы мен мазмұны жабдықтың дұрыс пайдаланылуын, оған дұрыс қызмет көрсетілуін, дұрыс сақталуын және дұрыс тасымалдануын қамтамасыз етуі қажет. Жабдықта бұйымның нақты идентификациясын қамтамасыз ететін таңба болуы қажет.
 

      1096. Жабдықтың мүмкін болатын ауытқуларын ескере отырып, өлшемдердің өлшеу және индикациялау диапазоны КОЭЖ-да (күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларда) ұшулардың орындалуын қамтамасыз етуі қажет.
 

      1097. Борттық жабдық қажетті есептеулерді, стендтік және/немесе жердегі, ұшу барысындағы сынақтарды растай отырып 136-тармақтың талаптарына сәйкес болуы қажет.

165. Сымдардың бұрауларын төсеуге және оларды
қорғауға қойылатын талаптар

      1098. Сымдардың бұраулары оларды шешпестен аппаратураны және ұшақты тексеріп отыруға, қызмет көрсетуге және реттеуге қиындық туғызбайтындай етіп төселуі қажет және элементтердің таңбасы жабылып қалмауы қажет.
 

      1099. Ұшақта қолданылатын сымдар ұшақтың барлық КОЭЖ-дағы олар төселетін орындарда пайда болуы мүмкін барлық жағдайларда қолдануға есептелген болуы қажет.
 

      1100. Механикалық әсерлер немесе сұйықтықтардың, булардың және ыстық ауаның әсерлері болуы мүмкін жерлерде орналасқан сым бұрауларының жекелеген учаскелерінің осыған тиісті қорғанышы болуы қажет. Бұраулардың уақыт өте майысатын жерлерінде арнайы және икемді сымдарды қолдану қажет.
 

      1101. Сымдарды өздігінен сөнетіндей етіп оқшаулау қажет. Сымдардың өздігінен сөну қабілеттілігін анықтау бойынша сынақ әдістемесі.
 

      1102. Сымдардың бұраулары гидравликалық, отын және май жүйелері құбырларынан жоғары төселуі қажет. Аталған жүйелерді тиісті түрде қорғай отырып, олардың агрегаттары маңында сымдар мен бұраулар учаскелерін құбырлардан төмен төсеуге жол беріледі. Бұрауларды төсеу барысында сымдардың оқшаулануын бұзуға жол бермейтін сымдардың бұраулары мен конструкция элементтері, түрлі жүйелердің блоктары, құбырлары арасы қажетті саңылаулармен қамтамасыз етілуі қажет.
 

      1103. Жекелеген жүйелер мен тарату құрылғыларының резервтік элементтерін қуаттандыратын сымдардың бір мезгілде бұзылуын азайту үшін олардың аралары бөліну қажет.
      Ұштық болып бітелген қимасы 4,0 мм 2 және одан да кем сымдар үшін ұзындығы бойынша оның әрбір ұшынан кем дегенде үш рет қайтадан бітеп отыруға мүмкіндік беретін пайдаланушылық қор көзделуі қажет. Аталған қорды бұраулар бекітілген 3-4 нүктенің учаскесінде сымдар бітелген жерден бастап біркелкі етіп бөледі.
 

      1104. Бұраулардың жылжымалы учаскелері бұрауларға зақым келтірмей жөндеуаралық ресурс шегінде ұшақ конструкциясы бөліктерінің еркін жылжуын қамтамасыз етуі қажет.

166. Ұшақтың корпусына минустық сымдарды жалғау
кезінде қойылатын талаптар

      1105. Минустық сымдар жалғанған орындарға су, отын, май, гидроқоспалар және т.б. сұйықтықтар тікелей әсер етпеуі қажет.
 

      1106. Минустық сымдарды жалғау конструкция беріктігінің кемуіне әкелмеуі қажет. Минустық сымдар жалғанған орындардағы корпустың қалыңдығы төмендегі көрсетілген шамалардан кем болмауы қажет:

                                                           18-кесте

Сым қимасы, мм 2        Корпустың қалыңдығы, мм

0,2-ден 1,50-ге дейін          1

1,50-ден 10,00-ге дейін        1,5

10,00-ден 25,00-ге дейін       2,5

25,00-ден 70,00-ге дейін       3

70,00-ден 95,00-ге дейін       4

      Ескерту. Минустық сымдар жалғанған орындардағы корпус қалыңдығын жапсырмалар (накладкалар), шиналар және басқа детальдарды орнату есебінен арттыруға жол беріледі.
 

      1107. Борттық желіде бір болтпен немесе бір клеммамен III санатты қабылдағыштар үшін үш ұштыққа дейін, сымдарының қимасы 1,5 мм 2 аспайтын I және II санатты қабылдағыштар үшін екі ұштыққа дейін; жалғану орындарындағы +85 о С дейінгі температура кезінде сымдарының қимасы 4 мм 2 аспайтын III санатты қабылдағыштар үшін екі ұштыққа дейін және I және II санатты қабылдағыштар үшін бір ұштыққа дейін бекітуге жол беріледі және температурасы +85 о С-тан асатын кезде кез келген қимадағы сымдары барлар үшін бір ұштықтан аспайтындай етіп бекітуге жол беріледі.
 

      1108. Ұшақтың ұштығы мен корпусы арасындағы ауыспалы кедергілердің шамасы төменде көрсетілген шамалардан аспауы қажет:

Сым қимасы, мм 2   Ауыспалы кедергінің шамасы,
                           мкОм

0,2-ден 2,50-ге дейін         600

2,50-ден 10,00-ге дейін       500

10,00-ден 26,00-ге дейін      400

35,00                         300

50,00; 70,00                  200

95,00                         100

      Минустық сымдардың жерге қосылған нүктелері (клеммалары, болттары, гайкалары) қызыл түске боялуы қажет.

167. Электр қосқыштарды орнатуға байланысты қойылатын талаптар

      1109. Төменгі жиіліктегі электр қосқыштар оның конструкциясында көзделген барлық бекіту нүктелерін пайдалана отырып оларға қол жеткізуді қамтамасыз ететін орындарда мықтап бекітілуі қажет.
 

      1110. Төменгі жиіліктегі электр қосқыштарды орнату бұрауларды қатты бұрамай-ақ қосқыш бөліктерінің мүшелерін біріктіруге және ажыратуға мүмкіндікті қамтамасыз ететіндей орындалуы қажет.
 

      1111. Қосқыш бөліктері тоғысқаннан кейін олардың қосылғандығының бақылауышын қамтамасыз ету қажет.
 

      1112. Ұшу барысында іске қосылмаған жабдық (мысалы, КПА) үшін көзделген қосқыштарға бақылауыштары бар тығындауыштар орнатылуы қажет.
 

      1113. Екі және одан да көп қосқыштарды орнату кезінде оларға бір-біріне тікелей жақын жерде кез келген қосқыштың басқа бір бөлікпен бірігуін болдырмайтын конструктивті шаралар қолданылуы қажет.
 

      1114. Қосқышты орнататын орын қосқышқа ылғалдың тікелей түсуін болдырмайтындай таңдап алынуы қажет немесе қосқышқа ылғалдың осылай түсуін болдырмайтын қорғаныш көзделуі қажет.
 

      1115. Бұраулар бойынша қосқыштарға ылғал түспес үшін бұраулар астынан келтіріледі немесе олардың ілмектері болуы қажет.

168. Ұшу-навигациялық жабдық

      1116. Осы бөлімнің талаптары (навигациялық қонудың радиотехникалық жабдығын (НҰ РТЖ) қоспағанда) ұшу-навигациялық жабдыққа таралады. Бұл жабдықтарға (құралдарға) приборлар, агрегаттар, құрылғылар, сондай-ақ күтіліп отырған барлық пайдалану жағдайларында ұшақты жүргізу және басқару үшін қажетті жүйелер мен кешендер жатуы мүмкін.
 

      1117. Ұшақта қауіпсіз ұшу талаптарын қанағаттандыру үшін ұшу-навигациялық жабдықтары орнатылады. Оның құрамы (номенклатурасы және мөлшері) күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларынан шыға отырып таңдалуы қажет.
 

      1118. Ұшаққа орнатылатын әрбір жабдық түрлері үлгілерінің мөлшері ең төменгі болуы қажет. Сонымен қатар, НҰ РТЖ-мен бірге күтіліп отырған пайдалану жағдайларында ұшуды орындауға жол беретін резервтеу (құрылымдық және/немесе функционалдық) қамтамасыз етілуі қажет.
 

      1119. Ұшу-навигациялық жабдық оған таралатын 1087-88-тармақтың талаптарына сәйкес болуы қажет.
 

      1120. Көзбен шолып ұшу ережелері (КШҰЕ) бойынша ұшуға арналған ұшақта мынадай жабдықтар:
      1) әрбір ұшқышта:
      - прибор жылдамдығының ең жоғары пайдалану приборының жылдамдығын (V maxэ ) индикациялау приборы немесе индикаторы;
      - барометрлік биіктік приборы немесе индикаторы;
      - жантаю және тангаж бұрыштарының приборы немесе индикаторы;
      - сырғанау индикаторы;
      2) екі ұшқышқа ортақ:
      - автономды магниттік компас (КИ үлгісіндегі);
      - секунд көрсеткіші, сағатын, минутын және секундын көрсететін тілдері немесе цифрлық көрсеткіші бар сағат;
      - сыртқы ауа температурасының индикаторы орнатылуы қажет.
      Ескерту: Бортинженерде сыртқы ауа температурасының индикаторы болған жағдайда сыртқы ауа температурасының индикаторын ұшқыштардың біреуінде орнатуға жол беріледі.
 

      1121. Аспаптар бойынша ұшу ережесі (бұдан әрі - ПҰЕ) бойынша ұшуға арналған ұшақта аталған жабдықтардан басқа мынадай жабдықтар орнатылуы қажет:
      1) әрбір ұшқышта:
      - гироскопиялық немесе эквивалента есептеуіш құрылғылармен тұрақтандырылған, магниттік және/немесе шын және/немесе келтірілген (магниттік немесе шын меридианға) курс приборы немесе индикаторы;
      - тік жылдамдық приборы (вариометр);
      - айналу бұрыш жылдамдығының аспабы;
      2) бірінші ұшқышта:
      - резервтік механикалық барометрлік биіктік өлшеуіш;
      3) екі ұшқышқа ортақ:
      - резервтік авиакөкжиек;
      - жантаю бұрышын пайдаланудағы рұқсатты шаманың сигнализаторы.
      Ескерту. Жантаю бұрышын пайдаланудағы рұқсатты шаманың сигнализаторын жантаю белгісін көрсетпестен орындауға жол беріледі.
 

      1122. Ұшақта мынадай жабдықтардан орнатылуы керек:
      1) әрбір ұшқышта:
      - М саны бойынша шектеуі бар ұшақта ең жоғары пайдаланушылық М
санының (М maxэ ) индикациясы бар ағымдағы М санының приборы немесе индикаторы.
      Ескерту. Ең жоғары пайдалану приборының жылдамдығын және ең жоғары пайдалану М санын шектеуді ең жоғары пайдалану приборы жылдамдығының көрсеткіші (индексі) арқылы индикациялауға жол беріледі.
      2) екі ұшқышқа ортақ:
      - ұшақта құлауға жақындағаны туралы ескертетін табиғи немесе жасанды белгілері жоқ рұқсатты шабуылдау бұрышының индикациясы бар ағымдағы шабуылдау бұрышының индикаторы;
      - ұшақта қалыпты салмақ артуы бойынша шектеулері жоқ ең жоғары пайдаланушылық салмақ артудың индикациясы бар қалыпты салмақ арту приборы немесе индикаторы;
      - экипаж құрамында ұшуды басқарудан бос және навигацияны қамтамасыз ету міндеттерін (штурмандық функциялар) орындайтын адам жоқ болған жағдайда ұзақтығы 300 км-ден астам трассалар бойынша ПҰЕ (аспаптар бойынша ұшу ережесі) жағдайларындағы ұшатын ұшақтарда ұшақ орны координатасының индикаторы;
      - ең жоғары пайдалану приборы жылдамдығының сигнализаторы (V maxэ );
      3) ұшақ биіктіктері футтық өлшемдегі эшелондардың трассалары бойынша ұшқан жағдайда ұшқыштарда биіктіктің футтық шкаласы бар прибор (лар) немесе индикатор (лар) орнатылуы қажет.
 

      1123. Ұшақта автоматтандырылған басқару құралдары (бұдан әрі - АБҚ) орнатылуы қажет. Бұл құралдардың құрамына автопилот (АП) және қажет болған жағдайда траекториялық басқару жүйесі (бұдан әрі - ТБЖ) мен қозғалтқыштар тартымының автоматы (бұдан әрі - ҚТА) кіреді. Ең жоғары крейсерлік ұшу биіктігі 4200 м-ден аспайтын жеңіл ұшақтар үшін осы тармақтың талаптары ұсынымдық сипатта болып табылады.
      Ескерту. Автоматтандырылған басқару құралдары деп жекелей алынған автопилотты, ТБЖ-ны және ҚТА-ны, сондай-ақ олардың жиынтығын да айтамыз.
 

      1124. Аспаптармен индикацияланатын өлшемдерді бөлек индикациясы бар приборлармен (индикаторлармен) де, сондай-ақ қосарланған индикациясы бар приборлармен (индикаторлармен) де индикациялауға болады. Сонымен қатар:
      - механикалық приборларда бірінші ұшқыштағы барометрлік биіктікті және әрбір ұшқыштағы прибор жылдамдығын;
      - екі ұшқышқа ортақ автономды магниттік компастағы магниттік курсты бөлек индикациялау сақталу қажет.
      Ескерту. 1. Егер қосарланған индикациясы бар осы өлшемдерді индикациялау үшін жеке механикалық арна қолданылатын болса, онда механикалық приборлардағы аспап жылдамдығын, сондай-ақ барометрлік биіктікті бөлек индикациялау міндетті емес.
      2. Механикалық прибор деп толықтай механикалық приборды, сондай-ақ прибордың кез келген электр механикалық бөлігі істен шыққан кездегі өлшеу және индикациялау механикалық арнасының жұмыс істеу қабілеттілігі сақталатын электр механикалық приборларды да айтамыз.
 

      1125. Ұшқыштардың біреуі кез келген экипаж мүшесінің қосымша іс-әрекеттерінсіз осы өлшемдердің өлшеу жүйелерінде кез келген жекелеген істен шығу жағдайлары туындаған кезде, сондай-ақ электр қуаттандырудың істен шыққандығына байланысты туындаған жағдайды ұшқышқа дереу хабарлай отырып жантаю, тангаж бұрыштарының және гироскопиялық курстың индикациясын қамтамасыз етуі қажет.
 

      1126. Егер жабдық 5.7-де талап етілетін басқару мен ұшақ жүргізудің дәлдігін қамтамасыз етуге жеткіліксіз болса, онда күтілетін пайдалану жағдайларында аталған талаптардың орындалуын қамтамасыз ететін қосымша жабдық орнатылуы қажет.
 

      1127. Аталған механикалық приборлардың (барометрлік биіктік аспап жылдамдығының және КИ үлгісіндегі магниттік компас приборларының) басқа жантаю, тангаж бұрыштарын, сондай-ақ барометрлік биіктікті және прибор жылдамдығын бейнелейтін приборлар параметр өлшеу трактісінің, оның ішінде приборға келіп түсетін сигналдар бойынша электр қуаттандырудың істен шығуын білдіретін сигнализациясы болуы қажет.
      Ескерту. Радиомагниттік индикаторларда (РМИ-да) курстың істен шығуын білдіретін сигнализацияның болмауына жол беріледі.
 

      1128. ПҰЕ жағдайларында ұшуға арналған 30-дан астам жолаушы сиятын ұшақта, жерге жақындағанда мынадай жағдайларда ұшқыштарға сигналдар беруді қамтамасыз ететін құралдар орнатылуы қажет:
      - ұшақтың астындағы жерге төмен түсу жылдамдығы немесе жерге жақындау жылдамдығы осы режим үшін белгіленген шектеулерден асатын кезде;
      - осы режимдер үшін белгіленген шектеулерден асатын биіктікті жоғалтқанда немесе көтерілгеннен кейін төмен түсу жылдамдығы өзгергенде және екінші айналымға кеткен кезде;
      - қонуға бет алғанда СП-ИЛС жүйелері бойынша глиссададан ауытқуы белгіленген шектеулерден төмен болғанда;
      - қонуға болмайтын конфигурацияда рұқсат берілген биіктіктен ұшақ төмен ұшқан кезде. Жерге қауіпті жақындау сигнализация құралдарының іске қосылу табалдырықтарының шамасы ұшақты ұсынылған қауіпсіз ҰПБ-дағы ұшу режиміне шығару үшін әдеттен тыс басқару әдістерін қолдануды, сондай-ақ қалыпты салмақ артуды n у =1,5-тен немесе егер олар қалыпты салмақ артудың аз шамаларында келетін болса ҰЭБ белгілейтін шектеулерден көтерілуін қажет етпейтіндей таңдап алынуы қажет.
 

      1129. Берілген барометрлік биіктіктің өлшеу және тұрақтандыру құралдары қолданыстағы тік эшелондау жүйесінде ұшудың қауіпсіз орындалуын қамтамасыз ететін және осы тармақтың Қосымшасында келтірілген»"Тік эшелондау құралдарының техникалық сипаттамаларына қойылатын Нормативтік талаптарға" сәйкес келетін дәлдік және сенімділік сипаттамалары болуы қажет.
      Жоғарыда аталған талаптарды орындау үшін ұшақтың бортында:
      - барометрлік биіктікті өлшеудің кем дегенде үш дербес трактысы, олардың кем дегенде екеуі ұшу барысындағы автоматтандырылған бақылау құралдарымен қамтамасыз етілуі тиіс;
      - эшелонның берілген биіктіктен ауытқуының бақылау және сигнализация құралдары;
      - ӘҚБ жүйесіне барометрлік биіктіктің сигналын беру құралдары;
      - берілген биіктікті автоматты түрде және қолмен тұрақтандыру құралдары орнатылуы қажет.
      Ең жоғары крейсерлік ұшу биіктігі 4200 м-ден аспайтын ұшақтар үшін, сондай-ақ КШҰЕ бойынша ұшуға арналған ұшақтар үшін биіктікті өлшеудің екі дербес трактысын құруға, эшелонның берілген биіктіктен ауытқуының автоматты бақылау және сигнализация құралдарынсыз, сондай-ақ берілген ұшу биіктігін автоматты түрде тұрақтандыру құралдарынсыз ұшуына жол беріледі.
      Ескерту. Статикалық қысымның түрлі жүйелерін пайдаланатын биіктікті өлшеу трактылары дербес деп есептеледі; статикалық қысымның екі жүйесіне ортақ пневмокранның болуы дербестіктің бұзылғандығын білдірмейді.

169. Курсты анықтау құралдары

      1130. ПҰЕ бойынша ұшу жағдайларында ең аз дегенде гироскопиялық (тұрақтандырылған) курстың екі датчигі, магниттік курстың бір датчигі, автономиялық магниттік компас (КИ үлгісіндегі), сондай-ақ курстың магниттік және/немесе шын және/немесе келтірілген (магниттік немесе шын меридианға) индикаторы енуі қажетті курсты анықтау құралдарының құрамы әрбір ұшқышта болуы қажет. Түрлі дербес электрмен жабдықтау қосалқы жүйелерінен қуат алатын гироскопиялық (тұрақтандырылған) курстың екі датчигінен бірінші және екінші ұшқышқа курсты индикациялау жүзеге асырылу қажет.
      Ескерту. 1. Тек жергілікті әуе желілері (жолдары) бойынша ұшатын ұшақтарда, егер ол істен шыққан жағдайда ұшу жағдайларының күрделенуіне қарағанда ұшуды жалғастырып, аяқтауды қамтамасыз ету ауыр болмаған жағдайда гироскопиялық (тұрақтандырылған) курстың бір датчигін орнатуға жол беріледі.
      Магниттік курсты басқа да әдістермен, мысалы, есептеу арқылы анықтауға жол беріледі.
 

      1131. Курсты анықтау құралдары ұшақты пайдаланудан күтіліп отырған жағдайларымен анықталатын қажетті дәлдік сипаттамалары бар берілген функцияларды орындауды қамтамасыз ететіндей орнатылуы қажет. Магниттік курс датчиктерін орнататын орындарда бастапқы девиация шамасы Жердің магниттік өрісінің көкжиектік құрамдас көрсеткіші 0,16-0,18 эрстедке тең болғанда + 2 о -тан аспауы қажет. Қалдық девиация шамасы Жердің магниттік өрісінің көкжиектік құрамдас көрсеткіші 0,27-ден 0,06 эрстедке дейін болғанда кез келген курста + 1 о -тан аспауы қажет. Пайдалану барысында қалдық девиацияны + 2 о -қа дейін ұлғайтуға жол беріледі. Ұшаққа арналған пайдаланушылық-техникалық құжаттамада ұшақты пайдалану барысында белгіленген жоғары шекте девиацияны бір қалыпта ұстау әдістері келтірілген болуы қажет.
 

      1132. Электр жабдықтың және/немесе электр энергия
қабылдағыштарының қосылуы, қозғалтқыштар жұмысы режимінің ұшудың
тұрақтанбаған жылдамдығы бойынша учаскелерін қоспағанда өзгеруі,
жантаю және тангаж бұрыштарының өзгеруі, сондай-ақ күтіліп отырған
пайдалану жағдайларында ұшақтағы жылжымалы бөліктер мен басқару
органдарының қозғалуы гиромагниттік курс ауытқуының ең жоғары рұқсат
берілген қалдық девиация шамасы + 2 о -тан артық ұлғаймауы қажет.
 

      1133. Автономды магниттік компас (КИ үлгісіндегі) компас қолданылатын жағдай үшін алдын-ала айтылған жабдықтың жұмыс көлемі мен қалпы кезінде оның қалдық девиациясы + 10 о -тан аспайтындай етіп орнатылуы қажет. Аталған көрсеткіштер артып кеткен жағдайда компасты қолдануға екі ұшқыштың көз алдында тұратын девиация шамаларының кестесі тек ұшақта болған жағдайда ғана жол беріледі.
 

      1134. Гироскопиялық құрылғылармен анықталатын курсты түзету үшін қолданылатын астрономиялық курс құралдарын қолдану қажетті болған жағдайда астрокурс датчигі оның бетін ұшақ конструкциясының кез келген элементтері көлегелемейтін, кильден басқа жерде орнатылуы қажет. Датчик орнатылған орын шамдалдарды визирлегенде олардың ең аз мөлшерде бұрмалануын қамтамасыз ету қажет.

170. Жантаю мен тангажды анықтау құралдары
(авиакөкжиектер жүйесі)

      1135. Жантаю мен тангажды анықтау құралдарына ұшақтың кеңістіктегі орналасқан орнын анықтау мен индикациялауды және ақпараттың шынайылығына бақылау жасауды қамтамасыз ететін тік және индикаторлар датчиктері мен бақылау жүйесінің жиынтығы жатады.
 

      1136. Жантаю мен тангажды анықтау құралдарының құрамына ең аз дегенде екі негізгі авиакөкжиек пен резервтік авиакөкжиек енуі қажет. Негізгі авиакөкжиектердің индикаторлары ретінде командалық-пилотаждық индикаторлар қолданылуы мүмкін. Бірінші және екінші ұшқышқа жантаю және тангаж бұрыштарын индикациялау түрлі тік датчиктерден жүзеге асырылуы қажет. Негізгі авиакөкжиектер электрмен жабдықтаудың электрден тәуелсіз қосалқы жүйелерінен (арналарынан) қуат алуы қажет.
      Авиакөкжиектер жүйесіндегі жабдықтың кез келген жекелеген істен шығуы, оның ішінде электрмен жабдықтау жүйесіндегі жабдықтың кез келген жекелеген істен шығуы бір авиакөкжиектің істен шығуынан аспауы қажет.
      Ескерту. 1. КШҰЕ бойынша ұшуға арналған ұшақтар үшін резервтік авиакөкжиекті пайдалану міндетті емес.
      2. Негізгі авиакөкжиектердің индикаторлары ретінде автономды немесе дистанциондық авиакөкжиектер қолданылуы мүмкін. Датчиктер ретінде гиротіктер, курстық тіктер, екпін күш курстық тіктері, екпін күш жүйелері қолданылуы мүмкін.
 

      1137. Авиакөкжиектердің, оның ішінде дистанциондық авиакөкжиектердің датчиктері ұшақты пайдаланудан күтіліп отырған жағдайларымен анықталатын қажетті дәлдік сипаттамалары бар берілген функцияларды орындауды қамтамасыз ететіндей ұшаққа орнатылуы қажет.
 

      1138. Резервтік авиакөкжиекте жантаю және тангаж бұрыштарын индикациялаудың негізгі авиакөкжиектерді индикациялаумен ұқсас болу дәрежесі авиакөкжиектер көрсеткіштерін салыстыруды қамтамасыз ететіндей болуы қажет.
 

      1139. Жантаю мен тангажды анықтау құралдарында түзету ажыратқыштарын қолдану қажет болған жағдайда авиакөкжиектердің әрқайсысы авиакөкжиекпен бірге жұмыс істейтін және ол сияқты электрмен жабдықтаудың қосалқы жүйелерінен (арналарынан) қуат алатын жеке тұрған түзету ажыратқышына қосылуы қажет.
      Ескерту. Егер түзету ажыратқышы авиакөкжиектен басқа өзге гироприборларды ажырату үшін де қолданылатын болса, онда авиакөкжиектің түзетуін ажырататын тізбектердің электр шешілімін қамтамасыз ету қажет.
 

      1140. Сигнализациясыз негізгі авиакөкжиектердің индикаторларында ұшақтың кеңістіктегі орналасу индикациясының тоқтатылуы немесе ұшақтың кеңістіктегі орналасу индикациясынан толықтай айрылуы апаттық жағдай ретінде қарастырылу қажет, сонымен қатар апаттық жағдайларға қатысты талаптар орындалу қажет.
      Ұшу барысында бір сағатқа негізгі авиакөкжиектердің индикаторларында ұшақтың кеңістіктегі орналасу индикациясының тоқтатылуы жиі болып тұратын оқиға емес, болуы екіталай оқиға ретінде қарастырылуы қажет.
 

      1141. Резервтік авиакөкжиек экипаж тарапының қосымша іс-әрекеттерінсіз және қадамдық қозғалтқыштармен айналысқа келтірілетін барлық генераторлардың істен шыққан кезінде электр қуаттандыру тізбектерінің коммутациялануынсыз оның электрмен қуаттандыруын қамтамасыз ететіндей ЭЖЖ-ге қосылуы қажет. Ұшақта резервтік авиакөкжиек ретінде + 360 о диапазонда жантаю мен тангаждың өзгерген жағдайында жұмыс істеу қабілеттілігін сақтайтын авиакөкжиек орнатылуы қажет.
 

      1142. ПҰЕ бойынша ұшуға арналған ұшақтар үшін авиакөкжиектерді бақылау индикаторлар мен датчиктердің автоматтандырылған сыртқы бақылау құрылғылары арқылы орындалуын қамтамасыз ететіндей сыртқы және ішкі бақылау құрылғыларының жиынтығы арқылы жүзеге асырылуы қажет.
      Ескерту. КШҰЕ (көзбен шолып ұшу ережесі) бойынша ұшатын ұшақтар мен резервтік авиакөкжиектер үшін бақылау 152-тармақта айтылған кіріктірілген бақылау құралдарымен ғана шектелуі мүмкін.
 

      1143. ПҰЕ бойынша ұшатын ұшақтар үшін негізгі авиакөкжиектер мен резервтік авиакөкжиектен талаптарға сәйкес өлшемдерді тіркеудің борттық құрылғысында жазу үшін сигналдар түсіруді қамтамасыз ету ұсынылады.
      Ескерту. Датчиктерге тіркеу құрылғыларының әсерін болдырмай тастаған жағдайда, оның ішінде осы құрылғылардың істен шығуы барысында өлшемдерді тіркеу және бақылау үшін ортақ датчиктерді пайдалануға жол беріледі.
 

      1144. Сигнализация жантаю бұрыштарын пайдаланудағы рұқсат берілген шектен асуын алдын алатындай болуы қажет және ұшқыштарға ұшақтың кеңістіктегі орналасуы туралы ақпаратты пайдалана отырып, жантаю бойынша белгіленген шектерден ұшақтың шығуына жол бермеуіне мүмкіндік беруі қажет.

171. Әуе өлшемдерін анықтау құралдары

      1145. Ұшақта әуе өлшемдері анықтау құралдарының қалыпты жұмыс істеуін қамтамасыз ету үшін құбыр өткізгіштері мен қалдық қабылдағыштарынан тұратын толық және статикалық қысымдарын қабылдаудың бір-бірінен тәуелсіз кем дегенде үш жүйесі орнатылуы қажет.
 

      1146. Қысым қабылдағыштарын фюзеляждың қаптамасына орнатқан жағдайда статикалық қысымды қабылдау жүйелерінің әрқайсысында олар қарама-қарсы бортарда екеуден орналасып, бір-бірімен бітеу жүйе құрайтындай құбыр өткізгіштерімен жалғасуы керек.
 

      1147. Толық және статикалық қысым қабылдау жүйелерінің бірі тек бірінші ұшқыш пайдаланатын бұйымдарды қосу үшін ғана арналуы қажет.
 

      1148. Бірінші ұшқышқа оның жұмыс орнынан екінші ұшқыштың жүйесінен басқа, статикалық және толық қысым қабылдау жүйелерінің біріне барометрлік биіктікті, приборлық жылдамдықты және тік жылдамдықты көрсететін өзінің приборларын ауыстыруға мүмкіндік қамтамасыз етілу қажет.
 

      1149. Қысымды қабылдау жүйелерінің қабылдағыштары (сыртқа шығарылатындары және фюзеляждың бортындағы) өлшенетін қысымдардың қателері өлшегенде ауытқуларға (аспаптар мен индикаторлар құралдарының қателерін қоспағанда) әкелетін:
      - жылдамдығы тиісті ұшақ конфигурациясы үшін рұқсат берілген ең аз жылдамдықтан рұқсат берілген ең жоғары жылдамдыққа дейінгі диапазонда ағымдағы аспаптық жылдамдықтан 10 км/сағатқа немесе 3%-дан (қайсысы үлкен, соған байланысты) аспайтын орындарда орналасуы қажет. Сонымен бірге рұқсат берілген ең аз жылдамдық:
      1) көтерілу конфигурациясы үшін - V 2
      2) ұшу конфигурациясы үшін - 1,3 V c1 ;
      3) қону конфигурациясы үшін - екінші айналысқа кеткендегі рұқсат берілген жылдамдық;
      - биіктігі тиісті конфигурация үшін құлау жылдамдығының 1,3-нен (шасси және жалғас қанаттар түсірілген) құлау жылдамдығының 1,8-не (шасси және жалғас қанаттар жиналған) дейінгі жылдамдықтар диапазонында жылдамдықтың үдеуі әрбір 200 км/сағатқа + 10 м-ден аспайтын орындарда орналасуы қажет. Ұшудың өтпелі режимдерінде әуе қысымдары қабылдағыштары ауытқуларының өзгеру сипаты қолмен және автоматтандырылған басқару кезінде қиындық туғызбауы қажет.
      1-ескерту. Осы тармақтың талаптары бірінші және екінші ұшқыштың әуе өлшемдерінің негізгі аспаптарын қосуға арналған статикалық және толық қысымдардың негізгі жүйелеріне жатады.
      2-ескерту. Аэродинамикалық ауытқуларды өтейтін құралдары бар өлшеуіштерді қолданған жағдайда, аталған талаптар түзетулердің құрал есебінен кейін қалдық ауытқуларға жатады.
 

      1150. Қабылдағыштар бір-бірінен ұшу кезінде бір мезгілде екеуінің механикалық бұзылуын (мысалы, құстармен соқтығысуын) болдырмайтын ара қашықтықта орнатылу қажет.
 

      1151. Тармақ резервтелген.
 

      1152. Мүмкін болатын мұздану жағдайларында қабылдағыштардың конструкциясы және олардың ұшақтағы орналасуы қысым қабылдау жүйелерінің қалыпты жұмыс істеуін қамтамасыз етуі қажет.
 

      1153. Экипаж қабылдағыштарды жылытатын электр құралдардың істен шыққандығы туралы оларға хабар беретін сигнализациямен қамтамасыз етілуі қажет. Жылыту құралының қосылмауын оның істен шыққандығы ретінде қарастыру қажет.
 

      1154. Қосылған тұтынушылары бар әуе қысымдарының қабылдау жүйесі атмосфераға шығатын орнынан басқа, 1 және 2-кестелерде көрсетілген герметикалығы бойынша талаптарға жауап беруі қажет.
                                                           20-кесте

Статикалық қысым жүйесінің герметикалық емес Нормалары
км/сағ жылдамдыққа сәйкес сиретілген
ауаның бастапқы көрсеткіші

км/сағ-тан аспайтын
жылдамдыққа сәйкес 1
минут ішінде стрелканың
төмен түсуі


200
1


700
5

                                                           21-кесте

      Толық қысым жүйесінің герметикалық емес нормалар


км/сағ жылдамдыққа сәйкес
қысымның бастапқы
көрсеткіші

км/сағ-тан аспайтын
жылдамдыққа сәйкес 1
минут ішінде стрелканың
төмен түсуі


200
1


700
2

      1155. Құбыр өткізгіштер конденсатты қарауға және оны төгуге оңтайлы орнатылатын ылғалдың жиналуынан қорғайтын құрылғылармен жабдықталуы қажет. Статикалық және толық қысым жүйелерінің ішкі диаметрі тиісінше кем дегенде 6 және 4 мм болуы қажет. Барлық тұтынушылар қосылған әрбір статикалық жүйенің жер деңгейіндегі кешігу коэффициент АБҚ (автоматтандырылған басқару құралдары) датчиктеріне қуат бергенде 0,4 с-тан және пилотаждық-навигациялық приборларға қуат бергенде 1,0 с-тан аспауы тиіс.
 

      1156. Әуе қысымдарын қабылдау жүйелері анықталған болуы қажет. Анықталған нәтижелері ҰЭБ-та келтіріп және жылдамдық өлшемдерінің пайдаланушылық және шекті көрсеткіштерін белгілеген кезде ескерілуі қажет.
      Ескерту: Қабылдаудағы ауытқуы 25 м-ден аспайтын және құралдармен өтелмеген статикалық қысым жүйелеріне қосылған биіктік өлшегіштер үшін әрбір ұшқыштың көз алдында түзетулер кестесі (графигі) орнатылған болуы қажет.
 

      1157. Ұшақта биіктік және приборлық жылдамдықтың электр механикалық немесе электрондық индикаторларын негізгі приборлар ретінде қолданған жағдайда екі приборлық тақталарында приборлық жылдамдықтың механикалық көрсеткіштері, ал бірінші ұшқыштың приборлық тақтасында механикалық барометрлік биіктік өлшегіш сақталуы қажет. Бірінші ұшқыштағы барометрлік биіктік пен приборлық жылдамдықты өлшеудің және индикациялаудың негізгі приборларында екінші ұшқыштың приборларынан тәуелсіз аталған ақпараттың және электр қуатының көздері болуы қажет.
 

      1158. Толық және статикалық қысым құбыр өткізгіштері мен оларға қосылатын барлық негізгі және қосымша бұйымдарда: толық қысымды әкелетін штуцерлердің таңбасы -»"Д" және статикалық қысымды әкелетін штуцерлердің таңбасы»"С" болуы қажет.
 

      1159. Фут өлшегішті орнатқан жағдайда оған бақылау жасауды биіктік өлшегіштерге қойылатын осы тақылеттес талаптарға сәйкес және осындай бақылау жүйесі (8.22.13) шеңберінде жүзеге асыру қажет.

172. Ұшақтың координаттарын анықтау құралдары

      1160. Ұшақ орнының координатын анықтауға арналған жүйелер қолданыстағы талаптармен берілетін түрлі ұшу кезеңдерінде трасса (дәліз) кіндіктемесінен рұқсат берілген ауытқулар шегінде ұшуды орындауға жеткілікті дәлдік пен сенімділікті қамтамасыз етуі қажет.
 

      1161. Ұшақ орнының ағындағы координатын анықтау жолдық әуе жылдамдығы мен курсының, сонымен қатар әуе жылдамдығы мен курсының деректері және/немесе басқа да қажетті дәлдік пен сенімділікті қамтамасыз ететін деректер бойынша жүргізілуі керек.
 

      1162. Бүкіл ұшу сапары барысында ұшақтың ағымдағы орнын индикациялау және автоматтандырылған басқару жүйесіне және/немесе командалық-пилотаждық және навигациялық-жоспарлық индикаторлар жүйесіне қажетті ақпаратты беру жүзеге асырылуы қажет.
 

      1163. Радиотехникалық навигация жүйелерінің деректері бойынша есептелінген координаталарды түзету мүмкіндігі қамтамасыз етілу қажет.

173. Автоматтандырылған басқару құралдары

      1164. 1123-тармақта баяндалатын талаптар жекелеген автоматтандырылған басқару құралдарына (АП, ТБЖ, ҚТА) да, сол сияқты олардың жиынтығына (АБҚ) да таралады.
      Ескерту.»"АБҚ" аббревиатурасы қолданған барлық жағдайда бұл осы талаптың тек АБҚ жүйесіне біріктірілген құралдардың жиынтығына ғана емес, сондай-ақ жеке алынған кез келген құралға да қатысты екендігін білдіреді.
 

      1165. Автоматтандырылған басқару құралдары арқылы әрбір ұшақ үлгісі үшін орындалатын функциялар оны пайдаланудың мақсаты мен ерекшеліктеріне байланысты анықталады. Сонымен бірге ұшақта мынадай функциялардың орындалуы міндетті:
      жантаю мен тангаж бұрыштарын тұрақтандыру және басқару;
      курсты тұрақтандыру;
      ұшудың барометрлік биіктігін тұрақтандыру.
 

      1166. АБҚ-ны басқару операциялары қарапайым болуы қажет, ал оларды жүзеге асыру бірінші ұшқышқа да, екінші ұшқышқа да, сондай-ақ ҰЭБ-қа сәйкес іс-әрекеттер орындайтын экипаждың басқа да мүшелеріне қиын соқпауға тиіс.
 

      1167. АБҚ-ны іске қосу, режимдерді ауыстыру және ажырату берілген режим енетін атқарушы құрылғылардың жұмыс істеп қалуы туралы ақпарат бойынша қалыптасатын тиісті сигнализациямен сүйемелденуі қажет. Бұл сигнализация екі ұшқыштың да жұмыс орындарынан айыруға жеңіл болуы қажет.
      Егер де, АБҚ режимдерінің өз бетінше емес ауысуы немесе оның өшіп қалуы, сондай-ақ автоматты түрде жүзеге асырылатын АБҚ режимдерінің өзгеруі мүмкін болатын жағдайда сигнализация АБҚ режимінің қосылуы немесе өшірілуі ұшқыштармен дер кезінде емес анықталуының алдын алу үшін жеткілікті түрде тиімді болуы қажет.
 

      1168. АБҚ басқару органдарының жылжу бағыты сәйкес келуі қажет. Жылжу бағыттары басқару органдарында немесе оның жанындағы органдарда нақты белгіленуі қажет.
 

      1169. АБҚ-ның іске қосылуы және ажыратылуы, сондай-ақ оның жұмыс режимдерінің ауыстырылуы абсолюттік шама бойынша 0,15-тен асатын қалыпты салмақ түсуінің (басқарушы әсерлерден болатын қалыпты салмақ артуды есептемегенде) артуына әкелмеуі қажет.
 

      1170. АБҚ-мен өзара іс-қимыл жасайтын жабдықтың түзету сигналдары АБҚ-ның ақауы бар жабдықпен жұмыс істеуін болдырмау үшін қолданылуы қажет.
      Осы мақсатта:
      1) түзету сигналдарын алып тастаған кезде, кез келген мынадай талаптардың орындалуы қамтамасыз етілуі қажет:
      - АБҚ-ның ағымдағы жұмыс режимін сақтай отырып, ақауы жоқ жабдықпен жұмыс істеуге АБҚ-ның автоматты түрде ауысуы;
      - АБҚ-ның басқа бір ақаусыз режиміне АБҚ-ның автоматты түрде ауысуы;
      - АБҚ-ның автоматты түрде ажыратылуы;
      2) түзету сигналдары жоқ болған жағдайда АБҚ-ның ақауы бар жұмыс режимінің іске қосылуын болдырмау үшін, оның оқшаулануын қамтамасыз ету қажет.
      Ескерту. АБҚ құрамына кіретін бақылау құрылғысы арқылы өзара іс-қимыл жасайтын жабдықтың түзету сигналдарын қалыптастыруға жол беріледі.
 

      1171. АБҚ немесе оған кіретін жабдық істен шыққан жағдайда АБҚ-ның және оған кіретін жабдықтың жұмыс қабілеттілігінің бұзылуын өзара қорғау қамтамасыз етілуі қажет.
 

      1172. АБҚ блоктарының (элементтерінің) бұрыс қосылуын, сондай-ақ АБҚ-ға техникалық қызметті орындау барысында өзара іс-қимыл жасайтын жүйелердің, құрылғылардың немесе датчиктердің АБҚ-ға бұрыс қосылуын болдырмайтын шаралар қолданылуы қажет.
      АБҚ күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы АБҚ-ның кез келген істен шығуы (болуы мүмкін еместерін қоспағанда) кезінде және ҰПБ-қа сәйкес экипаждың іс-әрекеті кезінде талаптар орындалатындай етіп құрастырылған және реттелген болуы қажет.
      АБҚ істен шыққан кезде күш салудың ең жоғары қысқа мерзімді шамасы ең жоғарғысынан аспауы қажет.
 

      1173. АБҚ-ның конструкциясы оның тез және сенімді ажыратылуын қамтамасыз етуі қажет. АБҚ ажыратылғаннан кейін ол ұшақ пен қозғалтқыштардың басқару жүйесіне әсер етпеуі қажет.
      Ескерту. АБҚ ажыратылғаннан кейін басқару жүйесімен іске қосылып тұра беретін АБҚ-ның кез келген бөлігі басқару жүйесінің бір бөлігі ретінде қарастырылып талаптарға жауап беруі қажет.
 

      1174. АП-ның тез ажыратылу органдары қозғалтқыштардың басқару иінтіректеріне (рычагтарына) қарама-қарсы жақтағы бірінші және екінші ұшқыштардың штурвалдарында орналасуы қажет. ҚТА-ның тез ажыратылу органдары қозғалтқыштардың басқару иінтіректерінде (рычагтарында) орналасып, оларды қолмен ауыстыру үшін басқару органдарына қойылған қолмен ҚТА-ны ажыратуға мүмкіндік беруді қамтамасыз етуі қажет.
 

      1175. АБҚ-сы ақаусыз ұшақтың ұшуын автоматты түрде басқару кезінде ұшқыштарға АБҚ-ны ажырату бойынша қандай да бір қосымша іс-әрекеттерсіз негізгі басқару иінтіректеріне (рычагтарына) ықпал ету арқылы басқаруды өзіне алуға мүмкіндік беруді қамтамасыз ету қажет. Сонымен бірге басқару иінтіректеріне (рычагтарына) салынатын күш:
      бойлық басқаруда - 50 кгс-тен;
      көлденең басқаруда - 30 кгс-тен;
      жолдық басқаруда - 90 кгс-тен аспауы тиіс.
      Басқару иінтіректеріне (рычагтарына) қозғалтқыштармен салынатын күштің жиынтығы экипаждың оң бағасын алуы қажет. Ұшақтың ҰПБ-ында аталған араласу жағдайы үшін экипажға арналған нұсқаулар қамтылуы қажет.
 

      1176. АБҚ бойлық (жанама) арнада ұшақты автоматты түрде және жанама (бойлық) арнада қолмен басқаруды бір мезгілде жүзеге асыруға мүмкіндік беретін бөлек арна бойынша ажыратуды қамтамасыз етуі қажет.
 

      1177. АБҚ-ның сипаттамалары өзі орнатылатын ұшақ конструкциясының беріктік сипаттамаларымен келісілген болуы қажет және ол: туындаған жетек қызметінің күшінен және АБҚ-ның ықпалы нәтижесінде ұшақ эволюциясынан ұшақ конструкциясының қандай да болмасын бір бөлігінде барлық ұшу режимдерінде АБҚ-ны қолдануға жол берілетін дұрыс жұмыс істеуі кезінде де, сондай-ақ оның істен шыққан кезінде де қауіпті кернеулер туғызбайтындай етіп орнатылады.
 

      1178. Ұшу барысында АБҚ-сы іске қосылған ұшақты басқаруды ұшқыш өзіне алған кезде оған қиындықтар туғызатын шектерде өзгеруі мүмкін ұшақтың теңгеруі ұшқыштарға индикациялаумен басқару иінтіректерінде (рычагтарында) күштерді автоматты түрде ретке келтіруді жүзеге асыруды және/немесе тек қана АП ажыратылған кезде қалыпты салмақ түсудің артуы абсолюттік шама бойынша екі жағдайда да 0,15-тен аспайтындай күш салу бойынша ұшқышқа ұшақты теңгеруге мүмкіндік беретін күш салу индикациясын қамтамасыз ету қажет.
 

      1179. Әрбір қозғалтқыштың басқару органдарынан АГД-ның бөлек түрде қолмен ажыратылуын қамтамасыз ету қажет.
 

      1180. ҚТА-ның жұмысы кезінде қозғалтқыштардың басқару иінтіректерінің (рычагтарының) жылжуы және олардың динамикасы қозғалтқыштарды дайындаушының ұсынымдарына сәйкес болуы қажет.

174. Қалыпты салмақ түсуді өлшеуге арналған
прибор немесе датчик

      1181. Ұшақта орнатылатын қалыпты салмақ түсуді өлшеуге арналған прибор немесе датчик аталған ұшаққа талап етілетін дәлдікпен қалыпты салмақ түсудің өлшенуін және индикациялануын қамтамасыз ететіндей ұшақта орнатылуы қажет.

175. Навигацияның, қонудың және әуе
қозғалысын басқару радиотехникалық жабдығы

      1182. Осы бөлімнің талаптары мынадай борттық радиотехникалық жабдықтарға:
      - шағын биіктіктердің радиобиіктік өлшегіштеріне;
      - қону жүйелеріне;
      - радиокомпастарға;
      - ӘҚБ-ның радиолокациялық жауап қатушы жабдықтарына;
      - жақын навигация жүйелеріне;
      - УОК бұрыш өлшегіш жүйелеріне;
      - ВМЕ радиоалыс өлшегіштеріне;
      - жолдық жылдамдық пен ығу бұрышының доплерлік өлшегіштеріне;
      - метеонавигациялық радиолокаторларға;
      - қашық (алыс) навигация жүйелеріне;
      - радиотехникалық жабдықтың, навигацияның, қонудың және ӘҚБ-ның антенна-фидер (АФҚ) құрылғыларына таралады.
 

      1183. Навигацияның, қонудың және ӘҚБ-ның радиотехникалық жабдығы оған таралатын 1192-тармақтың талаптарына сәйкес болуы қажет.
      Ескерту. 1192-тармақтың талаптары планер конструкциясының бір бөлігі болып табылатын және ұшақпен бірге куәландырылатын навигацияның, қонудың және ӘҚБ-ның радиотехникалық жабдығының АФҚ элементтеріне таралмайды.
 

      1184. Электр қуатының авариялық қуат көздерінен ең аз дегенде мынадай радиотехникалық жабдық түрлері жиынтықтары бірінің:
      - СП, ILS қону аппаратураларының немесе СП аппаратурасы аталған ұшақ үлгісі үшін міндетті болып табылмаса, онда тек қана маркерлік қабылдағыштың;
      - радиокомпастың жұмыс істеуі қамтамасыз етілу қажет.

176. Навигацияның, қонудың және әуе қозғалысын
басқару радиотехникалық жабдығының құрамы

      1185. Ұшақ жүргізуді талап етілетін дәлдікпен қамтамасыз ету үшін ұшақта мынадай:
      - шағын биіктіктердің радиобиіктік өлшегіштері;
      - қонудың радиотехникалық жабдығы;
      - радиокомпас;
      - ӘҚБ-ның радиолокациялық жауап қатушы жабдығы;
      - метеонавигациялық радиолокатор кіретін навигацияның, қонудың және әуе қозғалысын басқарудың радиотехникалық жабдығы орнатылуы қажет.
      1-ескерту. Метеонавигациялық радиолокатор болжанатын гидрометеорологиялық құбылыстар жоқ болатын трассалар мен маршруттарда ПВГТ бойынша немесе ПҰЕ бойынша ұшуға арналған болса, онда оны ұшақта орнатпауға да болады.
      2-ескерту. Егер күтіліп отырған пайдалану жағдайларында курстық-глиссадалық маяктар бойынша қонуға бет алу көзделген болса, онда қону радиотехникалық жабдығы тек белгіленген қабылдағыштан ғана болуына жол беріледі.
 

      1186. Егер жабдық құрамы және сипаттамалары бойынша навигацияның және қонудың қажетті дәлдігін және/немесе рұқсат берілген экипаждың қамтылуын қамтамасыз етуге байланысты талаптарын орындау үшін жеткіліксіз болса, онда талаптардың орындалуын қамтамасыз ететін жабдық орнатылуы қажет. Бұл жабдықтарға мыналар жатады:
      - жақын навигация радиотехникалық жабдығы;
      - жолдық жылдамдық пен ығу бұрышының доплерлік өлшегіштері;
      - қашық (алыс) навигация радиотехникалық жабдығы;
      - VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығы;
      - DМЕ радиоқашықтық өлшегіштері немесе басқа да навигация мен қонудың радиотехникалық жабдығы.
 

      1187. Жақын навигацияның радиотехникалық жүйелерімен және жетектік радиостансалармен жабдықталмаған ұшақта әуе трассалары бойынша ұшақ жүргізуді қамтамасыз ету үшін алыс навигация радиотехникалық жабдығы орнатылуы қажет.
 

      1188. VOR, DМЕ радиомаяктарымен,»"RBS" режимінде жер бетіндегі қайталама радиолокаторлармен жабдықталған ұшақта трассалар бойынша ұшу үшін және осы трассаларда ЖНРЖ (жақын навигациялық радиотехникалық жүйесі) радиомаяктары және "ӘҚБ" режиміндегі қайталама радиолокаторлар жоқ болған жағдайда:
      - DМЕ қашық навигация радиотехникалық жабдығы;
      - VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығы;
      - "RBS" режиміндегі ӘҚБ-ның радиолокациялық жауап қатушы жабдығы орнатылуы қажет.

177. Навигацияның, қонудың және әуе қозғалысын
басқарудың радиотехникалық жабдығына қойылатын талаптар

      1189. Шағын биіктіктердің радиобиіктік өлшегіштері.
      Радиобиіктік өлшегіш:
      - қажетті дәлдікпен шын ұшу биіктігін өлшеуді;
      - шын биіктік пен істен шыққан жабдықты көзбен шолу туралы ақпараттың берілуін, сондай-ақ осы ақпаратты басқа борттық жабдыққа электрондық сигналдар түрінде беру мүмкіндігін;
      - экипажға алдын-ала белгіленген шын биіктікке дейін ұшақтың төмендегені туралы ескерту сигналдарын беруді қамтамасыз етуі қажет.
      Радиобиіктік өлшегіш жантаю мен тангаждың барлық пайдалану жағдайларында, сондай-ақ ұшақтың барлық мүмкін болатын конфигурациялары кезінде жоғарыда аталған функциялардың орындалуын қамтамасыз етуі қажет.
 

      1190. Қону радиотехникалық жабдығы.
      Қону радиотехникалық жабдығы СП-нің, ILS-тің жер бетіндегі қону жүйелерімен жұмыс істеу барысында:
      - аталған ұшақ үшін белгіленген қону минимумына сәйкес радиомаяктық жүйелердің курсы мен глиссадасының желілеріне қатысты ұшақтың дәлдікпен және биіктігіне дейінгі орнын анықтауды;
      - экипаждың көзбен шолып индикациялауы үшін радиомаяктық жүйелердің курсы мен глиссадасының желілеріне қатысты ұшақтың орны туралы ақпараттың және басқа бір жабдыққа электр сигналдарын, егер бұл сигналдар қолданылып жатқан болса, берілуін;
      - көзбен шолу сигнализациясы және дыбыстық сигнализация түрінде маркерлік радиомаяктардан өту туралы ақпараттың берілуін, сондай-ақ осы ақпараттың басқа бір жабдыққа электр сигналдары түрінде берілу мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      Ескерту. СП мен ILS-тің курстық-глиссадалық маяктары бойынша қонуға бет алу көзделмеген күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы ұшақтарда курс пен глиссада желілеріне қатысты ұшақтың орнын анықтау және ол туралы ақпарат беру міндетті болып табылмайды.
      Қону радиотехникалық жабдығының курстық арнасының жұмыс істеу қабілеттілігі аэродромнан салыстырмалы түрде 600 м биіктікте ұшу кезінде маяктан алыстығы кем дегенде 45 км болатын барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында қамтамасыз етілуі қажет.
      Қону радиотехникалық жабдығының глиссадалық арнасының жұмыс істеу қабілеттілігі аэродромнан салыстырмалы түрде 300 м биіктікте ұшу кезінде маяктан алыстығы кем дегенде 18 км болатын барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында қамтамасыз етілуі қажет.
      Курс пен глиссада желілерінен ауытқыған сигналдардың сапасы аталған ұшақ үшін қабылданған, қонуға бет алудың барлық режимдерінде басқарудың қабылдауға тұрарлық сапасын қамтамасыз ететіндей болуы қажет.
      Курс пен глиссада желілері бойынша қонуға бет алып, маркерлік маяктардан өткен кезде: глиссаданың жантаю бұрышы 2,5 с -тан 3 o -қа дейін болғанда алыс МРМ-нен - 600± + 200 м аймақта, ал жақын (орта) МРМ-нен -300± + 100 м аймақта жарық сигнализациясының және/немесе дыбыстық сигнализацияның болуын қамтамасыз ету қажет.
 

      1191. Радиокомпас басқа жабдықпен бірге:
      - курстық бұрыштың (КУР) үздіксіз есебінің алынуын;
      - радиостанцияға ұшудың және одан кері ұшудың жүзеге асырылуын;
      - радиостанцияға пеленгтің және одан пеленгтің анықталуын;
      - жер бетіндегі радиостанцияларды анықтайтын сигналдардың берілуін қамтамасыз етуі қажет.
      Сигнал өрісінің кернеуі 70 мкВ/м құрайтын радиостанциядан қашықтықта КУР бойынша ауытқу КУР-ға (0 o және 180 o ) + 3 o -тан, ал басқа КУР-ларға + 5 o -тан аспауы қажет.
      Жетектік радиостанциядан ұшып өткенде АРК-ның тұрақсыз жұмысының аймағы ұшу биіктігінен аспауы қажет.
      Ескерту. АРК навигацияның резервтік құралы болып табылатын ұшақтарда АРК-ның тұрақсыз жұмысының аймағын 1,5 Н дейін ұлғайтуға жол беріледі.
 

      1192. ӘҚБ-ның радиолокациялық жауап қатушы жабдығы.
      ӘҚБ радиолокациялық жауап қатушы жабдығы аэродромдардың трассалары мен аймақтарында жер бетіндегі қайталама радиолокаторлармен жұмысы кезінде жер бетіндегі радиолокаторлардың сауалы бойынша ең аз дегенде мынадай ақпаратты: ұшақтың нөмірін, ұшу биіктігін, апат сигналын өзінде ұстайтын координаталық коды мен ақпараттық коды бар кодталған сигналдың сәуле шығаруын қамтамасыз етуі қажет. Жауап қатушының қажетті режимдері ("ӘҚБ" және»"RBS") ұшақтың күтіліп отырған пайдалану жағдайларына байланысты анықталады.
      ӘҚБ радиолокациялық жауап қатушы жабдығының қолданыс қашықтығы кем дегенде:

      Д =0,75[4,12(\/H 1 +\/H 2 )]

      болуы қажет, мұнда Д- к м-де алынған қашықтық;
      Н 1 - метрде алынған жер бетіндегі антеннаның орнатылу биіктігі;
      Н 2 - метрде алынған ұшақтың ұшу биіктігі.
      Олардың регламенттелген қолданыс аймағы қайталама радиолокаторлармен жұмыс істеу кезінде осы қашықтықты қамтамасыз етеді.
 

      1193. Дециметрлік диапазондағы жақын навигацияның (бұрыш өлшегіш әрі қашықтық өлшегіш) радиотехникалық жабдығы.
      Жақын навигацияның радиотехникалық жабдығы радиомаяктар қолданысы аймағында:
      белгіленген әуе дәлізі бойынша ұшақ жүргізу үшін маякқа қатысты ұшақтың азимуты мен қашықтығын қажетті дәлдікпен анықтауды;
      экипажға азимут, қашықтық туралы және жабдықтың істен шығуына байланысты ақпаратты беруді, сондай-ақ осы ақпаратты басқа бір борттық жабдыққа электр сигналдары түрінде беру мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      Жақын навигация радиотехникалық жабдығының қолданыс аймағы кем дегенде:

      Д =0,75[4,12(\/H 1 +\/H 2 )]

      болуы қажет, мұнда Д- км-де алынған қашықтық;
      Н 1 - метрде алынған жер бетіндегі радиомаяктың орнатылу биіктігі;
      Н 2 - метрде алынған ұшақтың ұшу биіктігі.
      Олардың регламенттелген қолданыс аймағы жер бетіндегі маяктармен жұмыс істеу кезінде, 9800 метрге дейінгі биіктіктерде осы қашықтықты қамтамасыз етеді.
 

      1194. VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығы.
      VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығы радионавигациялық маяктар қолданысы аймағында:
      белгіленген әуе дәлізі бойынша ұшақты басқару үшін VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің маяктарына қатысты ұшақтың бұрыштық қалпын басқа бір жабдықпен бірге маякқа қарай және маяктан бері қарай бағыттарда қажетті дәлдікпен анықтауды;
      экипажға ұшақтың бұрыштық қалпы туралы және жабдықтың істен шығуына байланысты ақпаратты беруді, сондай-ақ осы ақпаратты басқа бір борттық жабдыққа электр сигналдары түрінде беру мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығының қолданыс аймағы кем дегенде:

      Д =0,75[4,12(\/H 1 +\/H 2 )]

      болуы қажет, мұнда Д- км-де алынған қашықтық;
      H 1 - метрде алынған жер бетіндегі радиомаяктың орнатылу биіктігі;
      H 2 - метрде алынған ұшақтың ұшу биіктігі.
      Олардың регламенттелген қолданыс аймағы жер бетіндегі маяктармен жұмыс істеу кезінде, ұшақтың бойлық кіндіктемесінен + 30 o және басқа бүйір пеленгтері үшін 0,8Д секторында осы қашықтықты қамтамасыз етеді.
 

      1195. DМЕ радиоқашықтық өлшегіштері.
      DМЕ қашықтық өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығы:
      белгіленген әуе дәлізі бойынша ұшақты басқару үшін қашықтық өлшегіш жүйесінің маяктарына қатысты ұшақтың қашықтығын басқа бір жабдықпен бірге қажетті дәлдікпен анықтауды;
      өзінің индикаторына және/немесе пилотаждық-навигациялық приборларына ұшақтың қашықтығы туралы және жабдықтың істен шығуына байланысты ақпаратты беруді, сондай-ақ осы ақпаратты басқа бір борттық жабдыққа электр сигналдары түрінде беру мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      DМЕ қашықтық өлшегіш жүйесінің радиотехникалық жабдығының қолданыс аймағы кем дегенде:

      Д =0,75[4,12(\/H 1 +\/H 2 )]

      болуы қажет, мұнда Д- км-де алынған қашықтық;
      H 1 - метрде алынған жер бетіндегі радиомаяктың орнатылу биіктігі;
      H2 - метрде алынған ұшақтың ұшу биіктігі.
      Олардың регламенттелген қолданыс аймағы жер бетіндегі маяктармен жұмыс істеу кезінде, 9800 метрге дейінгі биіктіктерде осы қашықтықты қамтамасыз етеді.
 

      1196. Жолдық жылдамдық пен ығу бұрышының доплерлік өлшегіштері (бұдан әрі - ЖЫДӨ).
      Жантаю және тангаж бұрыштарының пайдалану көрсеткіштері бар ұшақтың кез келген нәрсенің бетімен (оның ішінде > 2 балл толқын кезінде су бетімен) кем дегенде 10 м биіктікте ұшу барысында және оның эволюциясы кезінде доплерлік өлшегіштер:
      ұшақтың жолдық жылдамдығы мен ығу бұрышын талап етілетін қажетті дәлдікпен және диапазондарымен анықтауды;
      жолдық жылдамдық пен ығу бұрышы туралы және жабдықтың істен шығуына байланысты ақпаратты беруді, сондай-ақ осы ақпаратты басқа бір борттық жабдыққа электр сигналдары түрінде беру мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      Ескерту. Жантаю бұрышы 30 о -тан асқанда ЖЫДӨ-нің»"Есте сақтау" режиміне ауысуына жол беріледі.
 

      1197. Метеонавигациялық радиолокаторлар.
      Метеонавигациялық радиолокатор:
      пайда болған гидрометеорологиялық құбылыстарды қауіпсіз қашықтықтан айналып өтуді қамтамасыз ететін қашықтықта ұшу үшін, осындай қауіпті құбылыстарды анықтауды;
      бақыланып отырған жер бетіндегі бағдарларға немесе пайда болған гидрометеорологиялық құбылыстарға дейінгі бұрыштық қалып пен қашықтықты анықтауды қамтамасыз етуі қажет.
      Радиолокатордың индикаторлары экипаж кабинасындағы жарықтың болуына байланысты кез келген жағдайларда радиолокатор ақпаратын бірінші ұшқыш та және екінші ұшқыш та пайдалана алатындай етіп құрастырылып, орнатылған болуы қажет және орнатылған орны аталған талаптарға сай болуы тиіс.
 

      1198. Қашық (алыс) навигацияның радиотехникалық жабдығы. Қашық навигацияның радиотехникалық жабдығы жер бетіндегі радиомаяктар қолданысы аймағында:
      белгіленген әуе дәлізі бойынша ұшақ жүргізу үшін, ұшақтың орнын қажетті дәлдікпен анықтауды;
      ұшақтың орны туралы және жабдықтың істен шығуына байланысты ақпаратты беруді, сондай-ақ осы ақпаратты басқа бір борттық жабдыққа электр сигналдары түрінде беру мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.

178. Антенна-фидер құрылғылары (АФҚ)

      1199. Талаптары ұшақта орнатылған барлық навигация, қону және әуе қозғалысын басқару радиотехникалық жабдығының АФҚ құрылғыларына, сондай-ақ антенналардың ағынпаздарына (олардың АФҚ сипаттамаларына ықпал ететін қасиеттеріне қатысты) таралады.
 

      1200. Антенна-фидер құрылғыларына қойылатын жалпы талаптар.
      АФҚ конструкциясы ұшақтың күтіліп отырған пайдалану жағдайлары мен олардың орнатылу орнына сай құрылғының механикалық беріктігін қамтамасыз етуі қажет.
      Антенналарды ұшаққа орнатқан кезде, шығыңқы тұрған антенналар ұшаққа жер бетінде қызмет көрсету барысында зақымданбас үшін алдын алу шаралары көзделген болуы қажет.
      Ұшақ конструкциясының құрамына кіретін АФҚ диэлектрлі элементтері мен антенналардың ағынпаздары барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында талап етілетін АФҚ жабдығына байланысты жұмыс істеу сапасының және АФҚ өлшемдерінің талаптарға сай болуын қамтамасыз ететіндей құрастырылып, орнатылған болуы қажет және орнатылған орны 1209-тармақтың талаптарына сай болуы тиіс.
      Антенна бекітілетін фланецтер мен ұшақ корпусының арасындағы ауыспалы кернеу 600 мкОм-нан аспауы тиіс. Қосымша қондырғы элементтері болған жағдайда антенна фланеці мен ұшақ корпусының арасындағы ауыспалы кернеудің жиынтық шамасы 2000 мкОм-нан аспауы тиіс.
      Температура +35 о С-тан және салыстырмалы ылғалдылығы 80%-дан аспаған жағдайда АФҚ изоляциясының кернеуі кем дегенде 20 МОм, ал барлық басқа күтіліп отырған пайдалану жағдайларында кем дегенде 1 МОм (АФҚ-ның жұмыс кернеуі 0,4-тен аспаған жағдайда) болуы тиіс.
      Антеннаны фидер трактысымен және аппаратурамен қосқанда олардың ұшақтағы конструкциясы мен орнатылған орны өлшеу аппаратураларын ажыратып қосуға мүмкіндік жасалуын қамтамасыз етуі қажет.
      Ағынпаздарды қоса алғандағы антенналардың конструкциясы мен орнатылған орны мұздану жағдайларында жұмыс істеген кезде оларға қосылған аппаратуралардың қалыпты жұмыс істеуін қамтамасыз етуі қажет.
      Антенналарды құрастырып орнатқан кезде оларды статикалық электр зарядтарынан қорғау бойынша қажетті шаралар көзделген болуы қажет.
      Антенналарды құрастырып орнатқан кезде оларды найзағайдың түсуінен қорғау бойынша қажетті шаралар көзделген болуы қажет.
      Антенна-фидер құрылғысы сигнал таратушы және қабылдаушы АФҚ құрылғылары арасында қажетті тарамды қамтамасыз ететіндей құрастырылып, орнатылған болуы қажет және орнатылған орны аталған талаптарға сай болуы тиіс, бұл ретте:
      қону радиотехникалық жабдығының АФҚ құрылғылары, сондай-ақ VOR бұрыш өлшегіш жүйесі мен МВ радиостансасының диапазонындағы АФҚ құрылғылары арасындағы жұмыс жиіліктерінде тарам кем дегенде 35 дБ болуы;
      шағын биіктіктерге арналған радиобиіктік өлшегіштің антенналары үшін Н а > 1,37Д талабын сақтаған жағдайда (мұнда Н а - ұшақ жерге қонған кезде шассидің ұшып-қону алаңына ілінген сәтіндегі жер бетінен антеннаның орнатылған биіктігі) сигнал таратушы және қабылдаушы антенналардың орталықтары арасындағы қашықтық кем дегенде 1 м болуы ұсынылады.
 

      1201. Шағын биіктіктерге арналған радиобиіктік өлшегіштердің антенна-фидер құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 4200-4400 МГц құрауы қажет.
      177 тараудың талаптарына сай жабдықтардың жұмысын қамтамасыз ету үшін шағын биіктіктерге арналған радиобиіктік өлшегіштердің АФҚ құрылғыларын:
      ұшақтың көлденең жазықтығынан антенна жайылу жазықтықтарының ауытқуы 5 о -тан аспайтындай;
      ұшар басы кем дегенде 90 о болатын жазық бұрышты антенналар дене бұрышында жайылғанда конструкцияның шығыңқы элементтері болмайтындай;
      сигнал таратушы және қабылдаушы антенналардың иіндеу жазықтықтары сай болатындай етіп орнату қажет. Екі радиобиіктік өлшегіш болған жағдайда аттас антенналарды иіндеу өзара ортогональды болуы қажет.
 

      1202. Қону радиотехникалық жабдығының курстық АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 108-112 МГц құрауы қажет.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 5-тен аспауға тиіс.
      Жартылай толқынды вибратордың ең жоғары сәуле шығаруымен салыстырғанда ұшу бағытындағы көлденең жазықтықта АФҚ-ның үдеу коэффициенті минус 10 дБ-ден төмен болмауы қажет.
      Ұшақтың жанама кіндіктемесіне қатысты алдыңғы сектордың көлденең жазықтығында + 90 о болатын өрістің көлденең құраушысының біркелкі емес таралуы 12 дБ-ден аспауға тиіс.
      Өрісті иіндеу негізінен көлденең болуы қажет. Ұшақтың жанама кіндіктемесін бойлай, алға қарай бағытта көлденең құраушыға қатысты антенна өрісі тік құраушысының әлсіреуі кем дегенде 10 дБ болуға тиіс.
      АФҚ шығыстары арасындағы тарам (екі шығыс болған жағдайда) кем дегенде 6 дБ болуға тиіс.
      Ескерту. Курстық антеннаны УОК бұрыш өлшегіш жүйесінің антеннасы ретінде ұшақта қолданған кезде бұл антенна 1221-тармақтың талаптарына жауап беруі қажет.
 

      1203. Қону радиотехникалық жабдығының глиссадалық АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 328,6-335,4 МГц құрауы қажет.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 5-тен аспауға тиіс.
      Жартылай толқынды вибратордың ең жоғары сәуле шығаруымен салыстырғанда ұшу бағытындағы көлденең жазықтықта АФҚ-ның үдеу коэффициенті:
      бір шығыс болған жағдайда - минус 10 дБ-ден;
      екі шығыс болған жағдайда әрбір шығыс үшін - минус 12 дБ-ден төмен болмауы қажет.
      Ұшақтың жанама кіндіктемесіне қатысты алдыңғы сектордың көлденең жазықтығында + 45 о болатын өрістік көлденең құраушысының біркелкі емес таралуы 6 дБ-ден аспауға тиіс.
      Өрісті иіндеу негізінен көлденең болуы қажет. Ұшақтың жанама кіндіктемесін бойлай, алға қарай бағытта көлденең құраушыға қатысты антенна өрісі тік құраушысының әлсіреуі кем дегенде 10 дБ болуға тиіс.
      АФҚ шығыстары арасындағы тарам (екі шығыс болған жағдайда) кем дегенде 6 дБ болуға тиіс.
      Антеннаны барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында ұшақ қонуға бет алып, глиссада бойынша төмендеген кезде ұшақтың ең төменгі нүктесінен кедергіге немесе жер бетіне дейінгі қауіпсіз қашықтықты қамтамасыз ететіндей етіп орнату қажет.
 

      1204. Қону радиотехникалық жабдығының маркерлік АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      Маркерлік АФҚ жұмыс жиіліктері 75± + 0,1 МГц құрауы қажет. Өрісті иіндеу көлденең болуы тиіс.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 5-тен аспауға тиіс.
      Маркерлік антеннаны төменгі жартылай шарға шолу жасауды қамтамасыз ететіндей етіп ұшаққа орнату қажет.
 

      1205. Радиокомпастардың АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 0,15-1,75 МГц құрауы қажет.
      Бағытталмаған антеннаның қолданыстағы биіктігі кем дегенде 0,1 м болуы қажет.
      Бағытталмаған антеннаның сыйымдылығы кем дегенде 25 пФ болуы қажет.
      Бағытталмаған антеннаны ұшаққа жетектік радиостансадан ұшып өту сәтін қажетті дәлдікпен индикациялауды қамтамасыз ететіндей етіп орнату қажет.
      Бағытталмаған антеннаны талаптардың орындалуын қамтамасыз ететіндей етіп орнату қажет.
 

      1206. "ӘҚБ" режиміне арналған радиолокациялық жауап қатушы АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны:
      сигнал қабылдау режимінде:
      өрісті иіндеу көлденең болғанда - 837,5 + 4 МГц;
      өрісті иіндеу тік болғанда - 1030 + 3 МГц;
      сигнал тарату режимінде:
      өрісті иіндеу көлденең болғанда - 740 + 3 МГц құрауы қажет.
 

      1207. АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның
коэффициенті (КТТК):
      837,5 + 4 МГц диапазонында 5-тен;
      1030 + 3 МГц диапазонында 2-ден;
      740 + 3 МГц диапазонында 2,5-тен аспауға тиіс.
      Жауап қатушы қолданысының 75% қашықтыққа белгіленген АФҚ көріну аймағының жантаю және тангаж пайдалану бұрыштары кезінде көлденең жазықтықта жоқ болып кетуіне жол берілмеуі қажет.
      Ескерту. Жер бетіндегі радиолокатор антеннасының айналым жылдамдығы кем дегенде минутына 6 рет айналатын бір-екі айналысы кезінде ұшақ белгісінің жекелеген жоғалу оқиғаларына жол беріледі.
 

      1208. "RBS" режиміне арналған радиолокациялық жауап қатушы АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны:
      сигнал қабылдау режимінде - 1030 + 3 МГц;
      сигнал тарату режимінде - 1090 + 3 МГц құрауы қажет.
      Өрісті иіндеу тік болуы тиіс.
 

      1209. АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 2-ден аспауға тиіс.
      Жауап қатушы қолданысының 75% қашықтыққа белгіленген АФҚ көріну аймағының жантаю және тангаж пайдалану бұрыштары кезінде көлденең жазықтықта жоқ болып кетуіне жол берілмеуі қажет.
      Ескерту. Жер бетіндегі радиолокатор антеннасының айналым жылдамдығы кем дегенде минутына 6 рет айналатын бір-екі айналысы кезінде ұшақ белгісінің жекелеген жоғалу оқиғаларына жол беріледі.
      Антенна мен радиолокациялық жауап қатушы арасындағы фидердегі саябырсу 5 дБ-ден аспауы қажет.
 

      1210. Жақын навигация радиотехникалық жабдығының АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны:
      сигнал қабылдау режимінде - 873,6-1000,5 МГц;
      сигнал тарату режимінде - 726-813 МГц құрауы қажет.
      Өрісті иіндеу көлденең болуы тиіс.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК):
      сигнал қабылдау диапазонында 5-тен;
      сигнал тарату диапазонында 2,5-тен аспауға тиіс.
      Жауап қатушы қолданысының 75% қашықтыққа радиомаяктан көрінетін, белгіленген АФҚ көріну аймағының нөлдік жантаюмен ұшу кезінде көлденең жазықтықта жоқ болып кетуіне жол берілмеуі қажет. Көлденең жазықтықта өрістің көлденең құраушысының біркелкі емес таралуы 12 дБ-ден аспауға тиіс.
      Ескерту. 1. Қос антенналы АФҚ құрылғысын ұшаққа орнатқан кезде жабдықтың жұмыс істеуіне әсер етпейтін 90 о + 40 о және 270 о + 40 о бүйір бағыттарда жекелеген интерференционалды жоғалу оқиғаларына жол беріледі.
      2. Егер ұшақта арнайы коммутациялау құрылғысының көмегі арқылы аппаратураға кезек-кезек қосылатын бірнеше антеннадан тұратын АФҚ құрылғысы орнатылған болса, онда ауыстыру процесі жабдықтың қалыпты жұмыс істеуіне кедергі келтірмеуі қажет.
 

      1211. VOR бұрыш өлшегіш жүйесі радиотехникалық жабдығының АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 108-117,975 МГц құрауы қажет.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 5-тен аспауға тиіс.
      Көлденең жазықтықтағы АФҚ-ның бағытталған диаграммасы жан-жақты бағытталған болуы қажет. Бағытталған диаграмманың біркелкі еместігі 16 дБ-ден аспауға тиіс.
      Жартылай толқынды вибратордың ең жоғары сәуле шығаруымен салыстырғанда ұшақтың жанама кіндіктемесі бағытындағы көлденең жазықтықта АФҚ-ның үдеу коэффициенті минус 10 дБ-ден төмен болмауы қажет.
      Өрісті иіндеу негізінен көлденең болуы қажет. Ұшақтың жанама кіндіктемесіне қарай бағытта көлденең құраушыға қатысты антенна өрісі тік құраушысының әлсіреуі кем дегенде 10 дБ болуға тиіс.
      Ескерту. VOR бұрыш өлшегіш жүйесінің навигациялық антеннасын радиотехникалық жабдықтың курстық антеннасы ретінде ұшақта қолданған кезде бұл антенна талаптарына да жауап беруі қажет.
      1212. DME радиоқашық өлшегіш АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 962-1215 МГц құрауы қажет. Өрісті иіндеу негізінен тік болуы қажет.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 2-ден аспауға тиіс.
      Жауап қатушы қолданысының 75% қашықтыққа радиомаяктан көрінетін, белгіленген АФҚ көріну аймағының нөлдік жантаюмен ұшу кезінде көлденең жазықтықта жоқ болып кетуіне жол берілмеуі қажет.
      Антенна мен радиоқашық өлшегіш арасындағы фидердегі басылу 5 дБ-ден аспауы қажет.
      1213. Жолдық жылдамдық пен ығу бұрышының доплерлік өлшегіш АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 13325± + 75 МГц құрауы қажет.
      Жолдық жылдамдық пен ығу бұрышының доплерліқ өлшегішінің жұмысын 8.3.4.6-ның талаптарына сай қамтамасыз ету үшін АФҚ құрылғысын фюзеляждың төменгі бөлігіне:
      ұшақтың кез келген сигнал қабылдаушы және таратушы антенналары сәулелерінің жұмыс аймағында ұшақ конструкциясының шығыңқы элементтері болмайтындай етіп;
      АФҚ-ға тікелей жақын жерде жабылмаған қозғалыстағы детальдары бар агрегаттар болмайтындай етіп;
      ұшақ конструкциясына кіретін диэлектрлі ағынпазы болған жағдайда сигнал таратушы және қабылдаушы антенналары арасында қажетті тарамды қамтамасыз ететіндей етіп орнату қажет.
      1214. Метеонавигациялық радиолокатордың АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ жұмыс жиіліктерінің диапазоны 9345 + 30 МГц құрауы қажет.
      Метеонавигациялық радиолокатордың жұмысын талаптарға сай қамтамасыз ету үшін антеннаны берілген секторға шолу жасауды қамтамасыз ететіндей етіп орнату қажет.
      1215. Қашық навигация жабдығының АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      Қашық навигация жабдығының жұмысын 8.3.4.8-дің талаптарына сай қамтамасыз ету үшін антеннаның қолданыстағы биіктігі 0,3 м, сыйымдылық кем дегенде 100 пФ және паразиттік сыйымдылық кем дегенде 10 пФ болуы қажет.

179. Радиобайланыс жабдығы

      1216. Осы бөлімнің талаптары мынадай радиобайланыс жабдықтарының түрлеріне таралады:
      МВ диапазонындағы радиостансаларға;
      КБ диапазонындағы радиостансаларға;
      КБ диапазонындағы радиостансаларға;
      антенна-фидер құрылғыларына (АФҚ);
      экипаж мүшелерінің авиагарнитураларына;
      авиациялық ішкі байланыс аппаратурасына (АІБА);
      ерекше жағдайлар туралы тілдік ақпарат аппаратурасына;
      МВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансалары мен радиомаяктарына;
      КВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансаларына.
      1217. Радиобайланыс жабдығы мынадай міндеттерді:
      ұшақтың ұшып шығуы немесе қонуы көзделіп отырған әрбір аэродромның диспетчерлік қызметімен тікелей радио көріну қашықтық шегінде және ұшақ тұрған диспетчерлік аймақта екі жақты байланысты;
      кез келген ұшу сәтінде жер бетіндегі авиациялық радиостансаның ең аз дегенде бірімен екі жақты байланысты;
      ұшу трассалары бойынша метеорологиялық немесе диспетчерлік қызметтер арқылы берілетін метеорологиялық мәліметтердің немесе арнайы хабарламалардың кез келген ұшу сәтінде қабылдануын;
      кез келген ұшу сәтінде экипаждың барлық мүшелері арасында жедел байланысты;
      ұшу барысында жолаушыларды құлақтандыруды;
      ұшақта тілдік ақпарат аппаратурасын орнатқан кезде ерекше жағдай туралы тілдік ақпаратты;
      ұшақ аэродромнан тыс жерде қонған кезде байланысты немесе іздестіру-құтқару құралдары жетуі үшін сигнал беруді қамтамасыз етуі қажет.
      1218. Радиобайланыс жабдығы (КВ және СВ диапазонындағы радиостансалардың АФҚ құрылғыларын қоспағанда) оған таралатын 167-тармақтың талаптарына сай болуы қажет.
      Ескерту. КВ және СВ диапазонындағы радиостансалардың АФҚ құрылғылары ұшақпен бірге куәландырылады.
      1219. Мынадай радиобайланыс жабдықтарының түрлері:
      ішкі байланыс аппаратурасының;
      ерекше жағдай туралы тілдік ақпарат аппаратурасының;
      МВ диапазонындағы екі радиостансаның бірінің электр қоректендірудің апаттық көздерінен жұмыс істеуі көзделуі қажет.

180. Радиобайланыс жабдығының құрамы

      1220. Радиобайланыс жабдығының құрамы күтіліп отырған пайдалану жағдайларына байланысты айқындалады.
      Барлық ұшу уақыты аралығында МВ диапазонындағы радиостансалармен байланысты (80%-дық тиімді авиакөкжиек үшін белгіленген МВ өрісіндегі үзілістер 5 минуттан аспайды) қамтамасыз ететін трассалық ұшу сапарларын жасайтын ұшақтарда:
      МВ диапазонындағы екі радиостанса;
      ішкі байланыс аппаратурасы;
      экипаж мүшелерінің авиагарнитуралары;
      бір МВ диапазонындағы апаттық-құтқару радиостансасы немесе радиомаяк орнатылады.
      Жетуге қиын әрі халық аз қоныстанған аймақтардың және үлкен су кеңістіктерінің үстімен ұшу сапарларын жасайтын ұшақтарда:
      МВ диапазонындағы екі радиостанса;
      ішкі байланыс аппаратурасы;
      экипаж мүшелерінің авиагарнитуралары;
      екі МВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансасы немесе екі (немесе МВ диапазонындағы бір радиостанса және бір радиомаяк) радиомаяк;
      бір КВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансасы орнатылады.
      МВ диапазонындағы байланыс толық қамтамасыз етілмейтін трассалық ұшу сапарларын жасайтын ұшақтарда тиімді авиакөкжиектің 80%-ы үшін белгіленген МВ өрісіндегі үзілістер 5 минуттан асатын болса, КВ диапазонындағы бір радиостанса және 1 сағаттан асатын үзілістер кезінде жабдықтарға қосымша, КВ диапазонындағы екі радиостанса орнатылады.
      Полярлық ендіктерде ұшуға арналған ұшақтарда 176-тармақта айтылған бойынша орнатылған КВ диапазонындағы радиостансалардың бірінің орнына СВ диапазонындағы бір радиостанса орнатылады.
      1221. Радиобайланыс жабдықтарына тілдік ақпарат аппаратурасын қосымша осы үлгідегі ұшаққа арналған талаптарына сай ерекше жағдай туралы тілдік ақпарат аппаратурасы қажет болатын болса, орнату қажет.

181. Радиобайланыс жабдығына қойылатын талаптар

      1222. МВ диапазонындағы радиостансалар.
      МВ диапазонындағы радиостансалар тікелей экипаж бен ӘҚБ диспетчерлік қызметі арасында телефон режиміндегі жедел байланысты қолданыс қашықтығы шегінде қамтамасыз етуі қажет.
      Аэродром бойынша қозғалған кезде және аэродром аймағында ұшқан кезде борттық радиостансалардың жер бетіндегі радиостансалармен екі жақты байланысының сапасы бес балдық шкала бойынша төрт балдан нашар болмауы қажет.
      Ұшақтың көлденең қалыптағы жағдайында курстық бұрыштары 0 о + 30 жәнее 180 о + 30 о болғанда екі жақты радиобайланыс қашықтығы крейсерлік ұшу биіктігінде байланыс сапасы бес балдық шкала бойынша үш баллдан нашар болмаған жағдайда тиімді авиакөкжиектің кем дегенде 80%-ы болуы қажет.
      Ескерту. Тиімді авиакөкжиектің көрсеткіші төмендегі формула бойынша есептеледі:

      Д =4,12(\/H 1 +\/H 2 )]

      Мұнда Д- км-де алынған рефракцияның стандартты коэффициенті кезіндегі тиімді радиокөкжиек;
      H 1 - метрде алынған жер бетіндегі радиомаяктың орнатылу биіктігі;
      H 2 - метрде алынған ұшақтың ұшу биіктігі.
      1-кестеде осы формула бойынша есептелген 1000 м-ден 20000 м-ге дейін биіктіктерде ұшуға және жер бетіндегі 16 м антеннаның көтерілу биіктігіне арналған радиокөкжиек көрсеткішінен қашықтықтың тиісінше 100, 80, 65, 60% құрайтын көрсеткіштері келтіріліп отыр.
      Ұшақтың көлденең қалыптағы жағдайында, курстық бұрыштардан басқа кез келген курстық бұрыштардағы екі жақты радиобайланыс қашықтығы байланыс сапасы бес баллдық шкала бойынша үш баллдан нашар болмаған жағдайда крейсерлік ұшу биіктігінде тиімді авиакөкжиектің кем дегенде 65%-ы болуы қажет.
      Биіктікке жоғарылау және жерге төмендеу қалыпты режимінде, сондай-ақ крейсерлік ұшудағы ең жоғары жантаю кезінде екі жақты радиобайланыс қашықтығы крейсерлік ұшу биіктігінде байланыс сапасы бес баллдық шкала бойынша үш баллдан нашар болмаған жағдайда тиімді авиакөкжиектің кем дегенде 60%-ы болуы қажет.

Қашықтық көрсеткіштері (км)

Ұшу биіктігі
(м)

100% Д

80% Д

65% Д

60% Д

1000

147

117

96

88

2000

201

161

131

121

3000

242

194

157

145

4000

277

222

180

166

5000

308

246

200

185

6000

336

269

219

202

7000

361

289

235

217

8000

385

308

250

231

9000

407

326

265

244

10000

428

343

278

257

11000

449

359

292

269

12000

468

374

304

281

13000

486

386

316

292

14000

504

403

327

302

15000

521

417

339

313

16000

538

430

350

323

17000

554

443

360

332

18000

569

455

370

341

19000

584

468

380

350

20000

599

479

389

359

      Ескерту. Крейсерлік биіктігі 6000 метрден асатын ұшақтар үшін кем дегенде 6000 метрден төмен емес кез келген ұшу биіктігінде радиобайланыс қашықтығы бойынша орындауға жол беріледі.
      1223. Егер МВ диапазонындағы радиостансалар арқылы ұшақ экипажы мен ӘҚБ қызметі (пункттері) арасында байланыс орнату мүмкін болмаған жағдайда, аталған байланысты КВ диапазонындағы радиостансалар қамтамасыз етуі қажет.
      Радиобайланыс қашықтығы байланыс сапасы бес баллдық шкала бойынша үш баллдан нашар болмаған жағдайда ұшақтың ең қашық ұшу қашықтығының кем дегенде 60%-ы болуы қажет.
      Ескерту. Байланыстың сенімділігі ұйымдастыру-техникалық іс-шаралар кешені (байланыс жиіліктерін болжау, жер бетіндегі орналасқан байланыс орталықтарын пайдалану) арқылы қамтамасыз етіледі.
      1224. Егер полярлық ендіктерде МВ және КВ диапазонындағы радиостансалар арқылы ұшақ экипажы мен ӘҚБ қызметі арасында байланыс орнату мүмкін болмаған жағдайда, аталған байланысты СВ диапазонындағы радиостансалар қамтамасыз етуі қажет.
      1225. Авиациялық ішкі байланыс аппаратурасы (АІБА) авиагарнитуралармен, микротелефон трубкаларымен және дауыс күшейткіштермен бірге барлық экипаж мүшелері арасында, оның ішінде бортсеріктермен (егер экипаждың құрамында бортсеріктер болса) ішкі телефон байланысын, борттық радиостансалар арқылы сыртқы екі жақты байланысқа шығуды, арнайы мақсаттағы сигналдарды қабылдауды, сөйлесуді жазу аппаратурасын қосуды, кез келген ұшу режимінде, оның ішінде ұшақты сүйреу кезінде және ұшақтың тұрағында ұшқыштар мен бортсеріктердің жұмыс орындарынан салондағы жолаушыларды құлақтандыруды қамтамасыз етуі қажет.
      Жерде және барлық ұшу кезеңінде барлық экипаж мүшелері арасындағы ішкі байланыстың сапасы бес баллдық шкала бойынша төрт баллдан нашар болмауы қажет.
      Жолаушыларды құлақтандыру байланысының сапасы барлық ұшу кезеңінде, оның ішінде ұшақты сүйреу кезінде және ұшақтың тұрағында бес баллдық шкала бойынша төрт баллдан нашар болмауы қажет.
      1226. Экипаж мүшелерінің авиагарнитуралары.
      Экипаж мүшелерінің авиагарнитуралары қоршаған акустикалық шуыл жағдайларында АІБА-мен және радиостансалармен бірге ішкі және сыртқы байланысты қамтамасыз етуі қажет.
      1227. Авариялық-құтқару радиостансалары және радиомаяктары.
      МВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансалары және радиомаяктары авария орнына іздестіру-құтқару құралдарының жетуі үшін сигнал беруді қамтамасыз етуі қажет. МВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансалары, сондай-ақ аварияға ұшыраған ұшақ экипажының мүшелері мен іздестіру-құтқару құралдары арасындағы радиобайланысты қамтамасыз етуі қажет.
      КВ диапазонындағы авариялық-құтқару радиостансалары апат сигналын беруді және аварияға ұшыраған ұшақ экипажының мүшелері мен жер бетіндегі пункттер және іздестіру-құтқару құралдары арасындағы радиобайланысты қамтамасыз етуі қажет.
      Авариялық-құтқару радиостансалары мен радиомаяктары шешуге жеңіл болуы тиіс және сонымен қатар авариялық эвакуация жағдайында шешуге ыңғайлы орындарда орнатылған болуы қажет.
      1228. Ерекше жағдай туралы тілдік ақпарат аппаратурасы.
      Ерекше жағдай туралы тілдік ақпарат аппаратурасы экипажға ақпарат тасымалдағышында алдын-ала жазылған стандарттық хабарламаларды беру арқылы автоматты түрде тілдік құлақтандыруды қамтамасыз ету қажет.
      Тілдік ақпараттың айқындығы барлық ұшу кезеңдерінде (ішкі немесе сыртқы байланыстың басқа хабарламаларына бақылай отырып 8.9.4 талаптарын орындаған жағдайда ақпарат айқындығының нашарлануына жол беріледі) бес баллдық шкала бойынша төрт баллдан нашар болмауы қажет.

182. Радиотехникалық жабдықтардың антенна-фидер құрылғылары (АФҚ)

      1229. Осы талаптар ұшақта орнатылған барлық радиотехникалық жабдықтардың АФҚ құрылғыларына, сондай-ақ антенналардың ағынпаздарына таралады.
      1230. Антенна-фидер құрылғыларына қойылатын жалпы талаптар.
      АФҚ конструкциясы күтіліп отырған пайдалану жағдайларына және олардың орналасу орнына сай келетін механикалық беріктікті қамтамасыз етуі қажет.
      Жер бетінде ұшаққа қызмет көрсету барысында шығыңқы тұрған антенналар зақымданбас үшін ұшаққа антенналарды орнатқан кезде қажетті шаралар көзделген болуы қажет.
      Ұшақ конструкциясының құрамына кіретін АФҚ диэлектрлі элементтері мен антенна ағынпаздары барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында АФҚ жабдықтарына байланысты талап етілетін жұмыс істеу сапасын қамтамасыз ететіндей және АФҚ өлшемдері 167-тармақтың талаптарына сай болатындай етіп құрастырылып, дайындалып және орнатылған болуы қажет.
      Антенна бекітілетін фланецтер мен ұшақ корпусының арасындағы ауыспалы кернеу 600 мкОм-нан аспауы тиіс. Қосымша қондырғы элементтері болған жағдайда антенна фланеці мен ұшақ корпусының арасындағы ауыспалы кернеудің жиынтық шамасы 2000 мкОм-нан аспауы тиіс.
      Температура +35 о С-тан және салыстырмалы ылғалдылығы 80%-дан аспаған жағдайда АФҚ изоляциясының кернеуі кем дегенде 20 МОм, ал барлық басқа күтіліп отырған пайдалану жағдайларында АФҚ-ның жұмыс кернеуі 0,4-тен аспаған жағдайда кем дегенде 1 МОм және АФҚ-ның жұмыс кернеуі 0,4-тен асқан жағдайда әрбір толық және толық емес киловольтқа кем дегенде 2 МОм болуы тиіс.
      Антеннаны фидер трактысымен және аппаратурамен қосқанда олардың ұшақтағы конструкциясы мен орнатылған орны өлшеу приборларын ажыратып қосуға мүмкіндік жасалуын қамтамасыз етуі қажет.
      Ағынпаздарды қоса алғандағы антенналардың конструкциясы мен орнатылған орны мұздану жағдайларында жұмыс істеген кезде оларға қосылған аппаратуралардың қалыпты жұмыс істеуін қамтамасыз етуі қажет.
      Антенналарды құрастырып орнатқан кезде оларды статикалық электр зарядтарынан қорғау бойынша қажетті шаралар көзделген болуы қажет.
      Антенналарды құрастырып орнатқан кезде оларды найзағайдың түсуінен қорғау бойынша қажетті шаралар көзделген болуы қажет.
      Антенна-фидер құрылғысы беруші және қабылдаушы АФҚ құрылғылары арасында қажетті тарамды қамтамасыз ететіндей құрастырылып, орнатылған болуы қажет. Жұмыс жиіліктеріндегі тарам:
      МВ диапазонындағы радиостансаның АФҚ құрылғылары арасында кем дегенде 35 дБ болуы;
      МВ диапазонындағы радиостансаның АФҚ құрылғылары мен қону радиотехникалық жабдығының курстық АФҚ құрылғылары (УОК бұрыш өлшегіш жүйесі радиотехникалық жабдығының АФҚ құрылғылары) арасында кем дегенде 35 дБ болуы ұсынылады.
      1231. МВ диапазонындағы радиостансалардың АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      АФҚ-ға кірердегі кернеу бойынша тұратын толқынның коэффициенті (КТТК) 3,6-дан аспауға тиіс.
      Ескерту. Егер байланыс қашықтығы мен сапасы қамтамасыз етілетін болса, КТТК-сы 5-тен аспайтын антенналарды қолдануға жол беріледі.
      Антеннаны радиостансамен қосатын қуаттандыру фидерінің пайдалы әрекет ету коэффициенті (ПӘК) 0,5-тен кем болмауы қажет.
      Ескерту. Егер байланыс қашықтығы мен сапасы қамтамасыз етілетін болса, қуаттандыру фидерінің пайдалы әрекет ету коэффициенті Нормаға алынбайды.
      Көлденең жазықтықтықта өрістің тік құраушысының біркелкі таралмауы 12 дБ-ден аспауға тиіс.
      1232. КБ және СВ диапазонындағы радиостансалардың АФҚ құрылғыларына қойылатын талаптар.
      Антенналар мен антенналық үйлестіру құрылғылары (АФҚ) ұшу барысында да және жер бетінде де жиіліктердің барлық жұмыс диапазондарында радиостансаларды жұмыс бабына келтіруді қамтамасыз етуі қажет.
      АФҚ антеннаға тікелей жақын жерде орнатылуы қажет. Антеннаның кіріс ұзындығы:
      сыйымды үлгісіндегі антенналар үшін 1 метрден;
      индуктивті үлгідегі антенналар үшін 0,25 метрден аспауы қажет.
      Ескерту. Антеннаның кірісі деп ұшақтың металл қаптамасының астындағы АФҚ пен антенна қоздырғышын қосатын өткізгіштің бөлігін айтады.
      Антенна кірісі конструкцияның металл бөліктерге жанасуын және ұшу процесі барысында кіріс изоляциясының бұзылуын болдырмау үшін мұқият қымталып, бекітілген болуы қажет.
      Сигнал таратушы АФҚ құрылғыларының конструкция элементтері ұшақта орнатылған хабар таратқыштың жұмысын тәждеусіз және электр үзілістерінсіз қамтамасыз етуі қажет.
      КВ және СВ байланыстары үшін талаптар ұшақтың пайдаланулық құжаттамасында баяндалған ұсынымдарды ескере отырып, радиостанса данасын және/немесе АФҚ элементтерін ауыстырған кезде орындалып жатқаны көрсетілу қажет.

183. Электр техникалық жабдықтар

      1233. Осы бөлімнің талаптары толықтай ұшақтың электр техникалық жабдықтарына таралады.
      1234. Бүкіл электрмен жабдықтау жүйесі, сондай-ақ оның агрегаттары, блоктары және элементтері оларға таралатын 148-тармақтың қосымшасының талаптарына сай болуы қажет.
      1235. Электрмен жабдықтау жүйесі электрмен жабдықтау жүйесі істен шықпаған жағдайда, кез келген электрмен жабдықтау жүйесінің немесе жекелеген істен шығу және басқа бір ұшақ жүйесінде жекелеген істен шығу жағдайлары кезінде қалыпты жұмыс істеу үшін 148-баптың қосымшасының талаптарына сапасы сай болатын электр қуатымен бірінші және екінші санатты электр энергиясының қабылдағыштарын қамтамасыз ететіндей етіп жобаланып, дайындалып және құрастырылуы қажет. Егер қабылдағыштар жалғанған шинада немесе шинаны электр энергиясының қабылдағышымен жалғайтын қайталама тарату желісінің элементтерінде жекелеген істен шығу оқиғасы болған болса, қабылдағыштарды электр қуатынан ажыратуға жол беріледі.
      1236. Электрмен жабдықтау жүйесі шектен шықпаған, авариялық жұмысқа сай болатын сипаттамалары бар электр қуатымен электрмен жабдықтау жүйесінің кез келген бөлігі, оның ішінде қадамдық қозғалтқыштарда орнатылған барлық генераторлардың істен шыққандығын қоса алғанда немесе электр энергиясын таратудың бастапқы жүйесінің жекелеген істен шығу оқиғасы болғанда бірінші және екінші санатты электр энергиясының қабылдағыштарын қамтамасыз ететіндей етіп жобаланып, дайындалып және құрастырылуы қажет. Егер қабылдағыштар жалғанған шинада немесе шинаны электр энергиясының қабылдағышымен жалғайтын қайталама тарату желісінің элементтерінде жекелеген істен шығу оқиғасы болған болса, қабылдағыштарды электр қуатынан ажыратуға жол беріледі.
      1237. Электрмен жабдықтау жүйесі:
      1) оның жұмыс режимдерінде бірінші санатты электр энергиясы қабылдағыштарының авариялық қуат көздеріне көшуі;
      2) оның жұмыс режимдерінде барлық электр энергиясы қабылдағыштарының қалыпты және авариялық жұмыстары үшін 148-баптың талаптарына сапасы сай болмайтын электр энергиясымен қамтамасыз етуі өте сирек кездесетін оқиға болатындай етіп жобаланып, дайындалып және құрастырылуы қажет.
      1238. Авариялық режимде жерге (суға) қонғаннан кейін электрмен жабдықтау жүйесі жерге (суға) қонғаннан кейін жұмыс істеуі қажет электр энергиясы қабылдағыштарын, егер олардың жеке автономды электр қуат көздері жоқ болса, электр энергиясымен қамтамасыз етуі қажет.
      1239. Электрмен жабдықтау жүйесінде электр энергиясының сапасы талаптарға сай болуы қажет.
      1240. Әрбір бастапқы электрмен жабдықтау жүйесінің және онымен байланысты қайталама жүйенің жұмысы басқа электрмен жабдықтау жүйелерінің жұмысына тәуелді болмауы қажет.
      1241. Электр жабдығы ұшақта болуы мүмкін кез келген оның жұмыс режимдерінде өрт шығу қаупі болмайтындай етіп орындалып және құрастырылуы қажет.
      1242. Тұтанғыш булармен ластану қауіптігі өте жоғары орындарда электр қосылыстары мен электр агрегаттарының саны осы орында жабдықтың қалыпты жұмыс істеуіне қажетті санымен ғана шектелуі қажет.
      1243. Жұмыс кезінде басқаруды немесе реттеуді қажет ететін барлық электр жабдықтары электр тогына ұшырау қауіптігін болдырмайтындай етіп орындалып құрастырылған болуы қажет.
      1244. Тарату құрылғыларының түрлі деңгейіндегі кернеу учаскелері бөлек орналасуы қажет. Кернеуі 40 В-тан жоғары орныққан режимдегі элементтермен жанасу мүмкін болатын орындарда кернеу шамасы көрсетілген жазулар болуы қажет.
      1245. Электрмен жабдықтау жүйесінің электр өлшемдерінің ең төмен мөлшерін өлшеу және индикациялау қамтамасыз етілген болуы қажет. Олар электр энергиясын туындату мен тарату жүйесінің аппаратурасымен берілетін сигналдармен бірге борттық электрмен жабдықтау жүйесінің ақаулы еместігін бағалау үшін жеткілікті.
      1246. Егер (ұшу барысында) ККҚҚ-ны (көмекші күш-қуат қондырғысын) іске қосу режимінде электр энергиясының сапасы 148-баптың белгіленген авариялық жұмыс үшін белгіленген шектерден шығатын болса, онда ККҚҚ-ны іске қосу кезеңінде ККҚҚ-ны іске қосу жүйесі мен бірінші санатты электр энергиясы қабылдағыштарына бөлек жұмыс істейтін электр энергиясы көздерінен электр қуатын беруді қамтамасыз ету қажет.
      1247. Жер бетіндегі қуат кездерін электрмен жабдықтау жүйесіне қосуды мөлшерлері мен жалғау сызбалары келтірілген аэродромдық қуат беру ажыратқыштарының көмегі арқылы жүргізу қажет. Ұшақ бортында кері полярлы немесе фазаларының орналасу реті кері болатын жер бетіндегі қуат кезінің қосылуын болдырмайтын құралдар көзделуі қажет.

184. Туындату жүйелері

      1248. Туындату жүйесінің қалтқысыз жұмысы кезінде оның қуаты (бастапқы және қайталама электрмен жабдықтау жүйелерінде) барлық мүмкін болатын электр энергиясы қабылдағыштарының түрлі іске қосылу жағдайларында оларды қуаттандыру үшін жеткілікті болуы қажет.
      1249. Туындату жүйесінің қуаты (бастапқы және қайталама электрмен жабдықтау жүйелерінде) мынадай болуы қажет: егер ұшақтағы жалпы саны үшеу болатын қадамдық қозғалтқыштардың біреуі және жалпы саны төртеу болатын қадамдық қозғалтқыштардың екеуі істен шыққан жағдайда, электрмен жабдықтау жүйесі қалыпты жұмыс істеу үшін барлық электр энергиясы қабылдағыштарын 148-бап талаптарына сапасы сай болатын қуатпен қамтамасыз ету қажет. Үшінші санатты электр энергиясы қабылдағыштарын ажыратуға жол беріледі.
      1250. Кез келген қайталама электрмен жабдықтау жүйесіндегі үш қуат көзінің жартысы немесе біреуі істен шыққан жағдайда, электрмен жабдықтау жүйесі қалыпты жұмыс істеу үшін барлық электр энергиясы қабылдағыштарын 148-баптың талаптарына сапасы сай болатын қуатпен қамтамасыз ету қажет. Үшінші санатты электр энергиясы қабылдағыштарын ажыратуға жол беріледі.
      1251. Әрбір қуат көзі бұйымының (реттеу және басқару аппаратурасын, сондай-ақ желі элементтерін қоса алғанда) мүмкін болатын кез келген жекелеген істен шығуы:
      1) басқа электр энергиясы көздерінің;
      2) басқа зақымдануға ұшырамаған тізбектердің істен шығуына әкелмеуі қажет.
      1252. Туындату жүйесінің қорғау аппаратурасы 148-баптың сәйкес электр энергиясының сапасын және электр қуатының үзіліс уақытын қамтамасыз ете отырып, ақаулы қуат көздерін токтан ажыратып өшіруді жүргізуі қажет.
      1253. Ұшақта әрбір бастапқы электр энергиясы көздерін (оның ішінде электрмен жабдықтау жүйесінің аккумуляторлық батареяларын) тарату жүйесінен мәжбүрлеп ажыратуға арналған құралдар орнатылған болуы қажет. Осы құралдардың басқару органдары барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында оларды қолдануға болатындай етіп орнатылған болуы қажет.
      1254. Электр энергиясын туындату жүйесінің әрбір қуат көзі мен түрлендірушісі үшін экипажға қуат көзінің ақаулығы жайлы және резервтік қуат көздеріне көшу туралы дереу ескертетін құралдар көзделген болуы қажет.
      1255. Генераторларды және оларды тарату құрылғысымен жалғайтын желілерді қысқа тұйықталу мен асыра кернеуден қорғайтын құралдар көзделген болуы қажет.
      Ескерту. Тұрақты ток жүріп тұратын коллекторлық генераторларды қолданған жағдайда кері токтан қорғану көзделген болуы қажет.
      1256. Электрмен жабдықтау жүйесінің аккумуляторларын экипаж кабинасынан және жолаушылар салонынан тыс жерде орнату қажет немесе оларды кабинадан немесе салоннан оқшауланған бөлімдерде ұшаққа немесе жолаушыларға қауіп туғызбайтындай етіп орналастыру қажет.
      1257. Аккумуляторлық батареяны орнату әдісі:
      1) тексеріп, ауыстыруға еркін мүмкіндікті;
      2) пайдалану процесі барысында қалыпты жұмыс істеу үшін электролит температурасын қажетті шектерде ұстауды;
      3) тұтанғыш және улы газдардың қауіпті концентрациясын болдырмау үшін аккумуляторлар мен бөлімдерді желдетуді;
      4) ұшақ конструкциясын электролиттің іс-әрекетінен және аккумуляторлардан бөлінетін газдан туындайтын тоттанудан қорғауды қамтамасыз етуі қажет.
      1258. Аккумуляторлық батареялар кез келген пайдалану жағдайларда және ұшақ есептелген кез келген эволюцияларда электр энергиясы қабылдағыштарын электрмен жабдықтау жүйесінің авариялық жұмысы үшін 148-баптың талаптарына сапасы сай болатын электр қуатымен қамтамасыз ететіндей сипаттамалары болуы және жоғарыда айтылған жайттарды ескере отырып орнатылуы қажет.

185. Тарату жүйесі

      1259. Тарату құрылғыларының шиналарымен жалғанған тарату жүйесінің барлық сымдары қорғаныш автоматтарымен немесе балқымалы сақтандырғыштармен қысқа тұйықталудан және осы сымдарда болуы мүмкін рұқсат берілмеген асыра салмақ түсуден қорғалған болуы қажет. Егер қорғаныш аппаратуралары коммутациялық аппараттардың, электр жалғағыштардың контактілері немесе басқа монтаждау элементтері арқылы өтпейтін болса, онда оларды тарату құрылғыларының ішіндегі ұзындығы бір метрге дейінгі сымдарда орнатуға жол беріледі.
      1260. Тарату жүйесінің коммутациялық аппаратурасы түскен салмақтың шамасы мен сипатына байланысты таңдалуы қажет.
      1261. Бір қорғаныш аппаратымен тек қана борттық жабдықтың бір жүйесінің функционалды тәуелді элементтері болып табылатын бірінші немесе екінші санатты электр энергиясы қабылдағыштарының бір ғана электр қуат беру тізбегінің немесе осындай электр энергиясы қабылдағыштары тобы тізбегінің сымдары қорғалуы мүмкін.
      Ескерту. Функционалды тәуелді элементтер деп элементтердің біреуі істен шыққан жағдайда барлық элемент топтары жұмысының тоқтатылуына әкелетін элементтерді айтамыз.
      1262. Ұшақтың бортында осы ұшақтың қайталама тарату жүйесінде қолданылатын әрбір сақтандырғыш номиналының 1 данасы есебінен алынған қосалқы балқымалы сақтандырғыштардың жиынтығы болу қажет.

186. Электрмен жабдықтау жүйесін және электр
жабдықтары агрегаттарын сынақтан өткізу

      1263. Әрбір тұрпаттағы электр жабдығының үлгісі осы жабдыққа таралатын П8-қосымшасының талаптарына сай екендігіне сынақтан өтуі қажет.
      1264. Куәландырудан өтетін ұшақтың электрмен жабдықтау жүйесінің нақты макетін стендтік сынақтан жүйенің қалтқысыз жұмысы барысында және оның істен шығу оқиғаларын қолдан жасау арқылы өткізу қажет. Стендтік сынақтар барысында генератор жетектерінің сипаттамалары ұшақ қозғалтқышының сипаттамаларына ең жоғары дәрежеде сай болуы қажет.
      1265. Куәландырудан өтетін ұшақтың ұшу сынақтары кезінде электрмен жабдықтау жүйесін стендтік сынақтар барысында қолдан жасау мүмкін емес ұшу жағдайлары барысында сынақтан өткізу қажет.

187. Жарық беру техникалық жабдықтары

      1266. Осы бөлімнің талаптары мынадай жарық беру жабдықтарына:
      аэронавигациялық жабдықтарға;
      қону-сүйреу жабдықтарына;
      экипаж мүшелерінің кабинасын жарықтандыруға арналған жабдықтарға;
      ішкі кабиналық жарық сигнализациясына арналған жабдықтарға;
      жолаушы кабиналарын жарықтандыруға арналған жабдықтарға;
      ұшақтардың қызметтік жайларын жарықтандыруға арналған жабдықтарға таралады.
      1267. Жабдықтар міндетті жарық беру техникалық жабдықтары болып табылады және Приборлар бойынша ұшу ережесі (ПҮЕ) бойынша ұшатын ұшақтарда орнатылуы қажет. Көзбен шолу жағдайларындағы ұшу
сапарларына арналған ұшақтарда мынадай жарық беру техникалық жабдықтарын:
      қону-сүйреу жабдықтарын;
      жолаушы кабиналарын жарықтандыру жабдықтарын орнату міндетті болып табылмайды.
      1268. Ұшақта орнатылған жарық беру техникалық жабдықтары экипаж мүшелерінің көздерін шағылыстырмауы қажет немесе олардың міндеттерін атқаруға кедергі келтіретін қандай да бір болмасын ыңғайсыздық әкелмеуі қажет.
      1269. Ішкі кабиналық жарық экипаждың сыртқы кеңістікті шолуы барысында олардың көру қабілетін төмендетпеуі қажет.
      1270. Жарық беру техникалық жабдықтарының жұмысы басқа үлгідегі жабдықтардың жұмысына кедергі келтірмеуі қажет.
      1271. Жарық беру техникалық жабдықтары қалыпты пайдалану жағдайларында, сондай-ақ оның қандай да бір бөлшегінде ақау болған жағдайда өрт жағынан қауіпсіз болуы қажет.
      1272. Қолданылатын кез келген қалпақтар немесе түсті сүзгіштер қалыпты пайдалану жағдайларында өздерінің түсін немесе формасын өзгертпейтіндей және жарықтың едәуір жоғалуын болдырмайтындай етіп дайындалуы қажет.
      1273. Жарық беру шегені лампаларды ауыстырғанда немесе оларды алып тастағанда токқа түсіп қалуды болдырмайтындай етіп құрастырылуы қажет.

188. Аэронавигациялық жабдықтар

      1274. Аэронавигациялық жарық беру техникалық жабдығы ұшақты қашықтан оңай әрі қатесіз тануға мүмкіндік беретін, түнде қалыпты көру жағдайларында ұшақтардың соқтығысуын болдырмайтын іс-қимылдар орындауға жеткілікті уақытты қамтамасыз ететін ұшақтың әуедегі және жердегі орны мен ұшу бағыты туралы ақпарат беруді қамтамасыз етуі қажет.
      1275. Аэронавигациялық жабдық аэронавигациялық шамдар мен жарық маягынан құралуы қажет.
      1276. Борттық аэронавигациялық шамдардың (БАНШ) жарық таралу сызығын жасаған кезде мынадай анықтаулар (8.1-сурет) қабылданған:
      1) ұшақтың көлденең жазықтығы - жанама кіндіктеме арқылы өтетін және оның симметриясының жазықтығына перпендикулярлы жазықтық;
      2) ұшақтың тік жазықтықтары - көлденеңге перпендикулярлы жазықтықтар;
      3) "Л" бұрышы біріншісі ұшақтың жанама кіндіктемесіне параллель, ал екіншісі ұшақтың жанама кіндіктемесін бойлай алға қарағанда біріншіден солға қарай 110 о бұрышта жатқан, қиылысатын екі тік жазықтықтар арқылы құралады;
      4) "П" бұрышы біріншісі ұшақтың жанама кіндіктемесіне параллель, ал екіншісі ұшақтың жанама кіндіктемесін бойлай қарағанда біріншіден оңға қарай 110 о бұрышта жатқан, қиылысатын екі тік жазықтықтар арқылы құралады;
      5) "X" бұрышы ұшақтың жанама кіндіктемесін бойлай артқа қарағанда тиісінше оңға қарай 70 о және солға қарай 70 о бұрыш құрайтын, жанама кіндіктеме арқылы өтетін тік жазықтықпен қиылысатын екі тік жазықтықтар арқылы құралады.

22-сурет
(сурет қағаз мәтінінен қараңыздар)

      1277. Аэронавигациялық шамдар ұшақтың салыстырмалы курсы туралы ақпарат беріп отыруы қажет:
      1) сол жақтағы қызыл борттық шам»"Л" бұрышы шегінде;
      2) оң жақтағы жасыл борттық шам»"П" бұрышы шегінде;
      3) артқы жақтағы ақ шам»"X" бұрышы шегінде.
      1278. Аэронавигациялық шамдардың жарық сигналдары үздіксіз немесе жарқылдауық болуы мүмкін.
      Шамдардың жарқылдау жұмысы кезінде мүмкін болатын екі режимнің біреуі қолданылуы қажет:
      1) шамдардың циклдық режимде іске қосылуы. Сол жақтағы, оң жақтағы және артқы жақтағы навигациялық шамдар бір құрылғыдан мынадай реттік тәртіпте іске қосылуы қажет:
      қызыл - жасыл - ақ - қызыл және т.б.
      2) 1277-тармақта аталған шамдардың бір мезгілде іске қосылу режимі. Сонымен қатар мынадай қосымша шамдардың біреуін немесе екеуін:
      жарқылдауық артқы ақ шаммен кезектесіп тұратын жарқылдауық артқы қызыл шамды;
      1277-тармақта аталған шамдардың іске қосылуымен кезектесіп тұратын, барлық бағыттардан көрінетін жарқылдауық ақ шамды іске қосуға рұқсат беріледі.
      1280. Шамдардың циклдық режимде іске қосылуы кезінде әрбір шамның жарқылдау жиілігі минутына 30 + 3 жарқылды құрауы қажет.
      1281. Көлденең жазықтықтағы аэронавигациялық шамдар жарық күшінің ең төменгі көрсеткіштері 8.1-суретте және 8.1-кестеде келтірілген.
                                                           23-кесте

         Көлденең жазықтықтағы аэронавигациялық шамдар
             жарық күшінің ең төмен көрсеткіштері

Шамдардың
қолданыс
бұрышы

Алға бағытталған ұшақтың
жанама кіндіктемесінен
оң және сол жақта
орналасқан салыстырмалы
ұшу бағытының бұрышы

Жарық күші,
кд

"Л" және»"П"

0-ден 10-ға дейін
10-нан 20-ға дейін
20-дан 110-ға дейін

40
30
5

"Х"

110-нан 180-ге дейін

20

      1282. Тік жазықтықтағы аэронавигациялық шамдардың жарық күшінің салыстырмалы көрсеткіштері 8.2-суретте келтірілген. Кез келген бағытқа арналған кез келген тік жазықтықтағы шамның жарық күшінің салыстырмалы көрсеткіштері 8.2-кестеде келтірілген көрсеткіштерден кем болмауы қажет.
                                                           24-кесте

       Кез келген тік жазықтықтағы аэронавигациялық
    шамдардың жарық күшінің салыстырмалы көрсеткіштері

Көлденең жазықтықтан
жоғарыға немесе төменге
ысырылатын бұрыш

Жарық күшінің салыстырмалы
көрсеткіштері

0
0-ден 5-ке дейін
5-тен 10-ға дейін
10-нан 15-ке дейін
15-тен 20-ға дейін
20-дан 30-ға дейін
30-дан 40-қа дейін
40-тан 90-ға дейін

1,0 Ja
0,90 Ja
0,80 Ja
0,70 Ja
0,50 Ja
0,30 Ja
0,10 Ja
0,05 Ja

      Ескерту. Ja - көлденең жазықтықтағы тиісті бұрыштарға арналған аэронавигациялық шамдардың қазіргі нақты жарық күші.

23-сурет
(сурет қағаз мәтінінен қараңыздар)

      1283. Шектес аймақтарда аэронавигациялық шамдардың шектес жарық сигналдарын ұластырған кезде ұластырылған шоғырлардағы рұқсат берілген ең жоғары жарық күші (кд) 8.3-кестеде келтірілген шамаларға сай болуы қажет.
      Ескерту. 1.»"А" зонасы қырлары жарық көзі арқылы етіп, шамдардың жазықтық шекарасын үлкен бұрышта 10 о -та және кіші бұрышта 20 о -та қиып өтетін екі қырлы бұрыштағы барлық бағыттарды қосады. "В" зонасы қырлары жарық көзі арқылы өтіп, шамдардың жазықтық шекарасын үлкен бұрышта 20 о -та қиып өтетін екі қырлы бұрыштағы барлық бағыттарды қосады. 0-10 о бұрыш диапазоны жарық күшінің ең жоғары көрсеткіші мен»"А" зонасы арасындағы ауыспалы аралықты білдіреді.
      2. Ja - көлденең жазықтықтағы тиісті бұрыштарға арналған аэронавигациялық шамдардың қазіргі нақты жарық күші.
                                                           25-кесте

          Рұқсат берілген ең жоғары жарық күші (кд)


"А"
зонасы

"В"
зонасы

"Л" бұрышы шегіндегі жасыл
жарық
"П" бұрышы шегіндегі қызыл
жарық
"X" бұрышы шегіндегі жасыл
жарық
"X" бұрышы шегіндегі қызыл
жарық
"Л" бұрышы шегіндегі ақ
жарық
"П" бұрышы шегіндегі ақ
жарық

0,33 Ja
 
0,33 Ja
 
0,25 Ja
 
0,25 Ja
 
1,00 Ja
 
1,00 Ja

0,20 Ja
 
0,20 Ja
 
0,05 Ja
 
0,05 Ja
 
0,20 Ja
 
0,20 Ja

      1284. Жарық маягы әуеде ұшақтардың ұзақ қашықтықтарда орналасқан орнын белгілеуге арналған.
      Ұшақта кем дегенде жарық маягының екі шамдалы (жоғарғы және төменгі жарты шарлар үшін бір-бірден) орнатылған болуы қажет.
      1285. Кез келген тік жазықтықтағы жарық маягы шамдалының тиімді жарық күшінің салыстырмалы көрсеткіштері 24-суретте және 26-кестеде келтірілген көрсеткіштерден кем болмауы қажет.
                                                           26-кесте

Көлденең жазықтықтан
жоғары немесе төмен
бұрыш, град

Жарықтың тиімді күшінің
салыстырмалы
көрсеткіштері

0-ден 5-ке дейін
5-тен 10-ға дейін
10-нан 20-ға дейін
20-дан 30-ға дейін
30-дан 75-ке дейін

1,0 J
0,6 J
0,2 J
0,1 J
0,15J

      Ескерту. J-жарықтың тиімді күші.
      1286. Көлденең жазықтықтағы жарық маягы шамдалының қолданыс бұрышы кем дегенде 360 о болуы қажет.
      1287. Маяк шамдалы ұшақ конструкциясы элементтерімен экрандалған жағдайда маяктың аталған қолданыс аралығы шегінде»"өлі аймақтарға" жол беріледі. Әрбір шамдалға арналған "өлі аймақ" бұрышының жиынтық шамасы ұшақ кіндіктемесіне қатысты цетрленген және артқа бұрылған 0,15 стерге тең болатын дене бұрышы шегінде 0,13 стерден аспауы қажет.
      1288. Әрбір шамдалдың тиімді жарық күшінің абсолюттік көрсеткіші кем дегенде:
      ақ түсті сәуле шығаратын маяк үшін - 400 кд;
      қызыл түсті сәуле шығаратын маяк үшін - 400 кд болуы қажет.
      1289. Маяктың әрбір шамдалы жарқылының жиілігі минутына 40-90 болуы қажет. Ұласу аймақтарында жарқыл жиілігінің жиынтығы минутына 180 жарқылдан аспауы қажет.

24-сурет
(сурет қағаз мәтінінен қараңыздар)

      1290. Жарық маягының шамдары авиацияда қабылданған ақ түсті немесе қызыл түсті болуы тиіс және 8.6.7-нің тиісті талаптарына жауап беруі қажет.
      1291. Жарық күшінің 1292-1294, 1296-1298-тармақтарда келтірілген көрсеткіштері ұшақ электр желісінің номиналды пайдалану кернеуіне сан жағынан тең болатын кернеуде, барлық жарық сүзгіштері мен қалпақтары орындарында орнатылған аппаратурамен қамтамасыз етілуі қажет.

189. Қону-сүйреу жабдықтары

      1292. Қону-сүйреу жабдықтары қону және сүйреу (немесе қону-сүйреу) фарларынан құралуы қажет және:
      1) ұшақ қонуға бет алғанда және ұшақтың алдыңғы аяғы жерден көтерілгенге дейін ұшу-қону алаңы мен оның жақын маңайының қажетті жарықтандырылуын;
      2) ұшақ аэродром бойынша жылжыған кезде ұшу-қону алаңы мен сүйреу жолдарының қажетті жарықтандырылуын қамтамасыз етуі тиіс.
      1293. Қону (қону-сүйреу) фарларының саны кем дегенде екеу болуы қажет. Сүйреу фарларының саны регламенттелмейді.

190. Экипаж мүшелерінің кабинасын жарықтандыруға және ішкі
кабиналық жарық сигнализациясына арналған жабдықтар

      1294. Экипаж мүшелерінің кабинасын жарықтандыруға арналған жабдықтар:
      1) барлық приборлардың, жабдықтардың және ұшақ басқару органдарының жарықтандырылуын;
      2) экипаж мүшелері жұмыс орындарының қажетті жарықтандырылуын;
      3) приборларды жарықтандырудың жарықтығын реттеу мүмкіндігін қамтамасыз етуі қажет.
      1295. Жарық сигналдары күндізгі уақытта анық ажыратылуы қажет және түнгі уақытта көзді шағылыстырмауы тиіс.

191. Жолаушы кабиналары мен қызметтік жайларды
жарықтандыруға арналған жабдықтар

      1296. Жолаушы кабиналары мен қызметтік жайларды жарықтандыруға арналған жабдықтар:
      1) жолаушы кабиналары мен қызметтік жайлардың қажетті жарықтандырылуын;
      2) түнгі уақытта ұшақтарға қызмет көрсету бойынша жұмыстарды орындау үшін ұшақтың техникалық бөлімдерінің жарықтандырылуын қамтамасыз етуі қажет.
      1297. Ұшақтың жолаушылар кабинасының жарықтандырылуы жолаушыларға ұшу сапарының жайлы болуын және ұшу барысында жолаушыларға қызмет көрсету үшін қажетті жағдайларды қамтамасыз етуі қажет.

192. Жарық беру техникалық жабдықтарының
түстік сипаттамалары

      1298. Жасыл, қызыл, сары және ақ түстер Жарықтандыру жөніндегі халықаралық комиссия ұсынған және 27-кесте мен 25-суретте келтірілген түстік координаттарға сәйкес болуы қажет. Түстік графикада қосарланған 1, 2, 3, 4 нүктелерді жалғап аталған түстерге сәйкес келетін иілген және тіке аралықтар көрсетілген.
                                                           27-кесте
      Жарық беру техникалық жабдықтарының түстеріне рұқсат
берілген аралықтар

Нүкте
коор-
динат-
тары

Х 1

Ү 1

Х 2

Ү 2

Х 3

Ү 3

Х 4

Ү 4

Қызыл

0,735

0,265

0,665

0,335

0,655

0,335

0,720

0,267

Жасыл

0,266

0,724

0,024

0,414

0,245

0,414

0,311

0,465

Сары

0,603

0,397

0.545

0,455

0,530

0,447

0,590

0,390

Ақ 0,30 < Х < 0,50; Ү о -0,01 < Ү < 7+0,01.

      Ескерту. Ү о - Х=Х о болатын Планк сәуле шығарғышы үшін оның Ү кіндіктемесі бойынша координаты.

  25-сурет
(суретті қағаз мәтінінен қараңыздар)

193. Экипаж кабинасын жинақылау

      1299. Осы бөлімнің талаптары экипаж кабинасын жинақылауға таралады.
      1300. Кабинаны жинақылау берілген құрамдағы экипаж мүшелеріне:
      антропометрикалық талаптарды сақтай отырып, кабинадағы барлық экипаж мүшелерінің жайлы жайғастырылуын;
      ҰЭБ-те көзделген барлық ұшу режимдерінде функционалдық міндеттерін тиімді орындауға мүмкіндікті қамтамасыз етуі қажет.
      1301. Экипаждың әрбір мүшесі үшін жеке жұмыс орны көзделген болуы қажет. Ұшқыштардың жұмыс орындары кабинаның алдыңғы жағында, ұшақ командирінің орны кабинаның сол жағында орналасқан болуы қажет. Экипажында ұшқыштардан басқа құрамына бортинженер кіретін ұшақтарда оның орны оң жақ бортта немесе ұшқыштардың жұмыс орындары арасында орналасуы қажет.
      Экипаж мүшелерін ұшу бағытына қарсы артқа қаратып орналастыруға жол берілмейді.
      Ескерту. Егер ҰЭБ бортинженердің жұмыс орнындағы қызметін оң жақ бортта да, сол сияқты ұшқыштардың жұмыс орындарының арасында да көздеген болса:
      екі жұмыс орнында да оған жұмыс істеуге ыңғайлы болуын;
      ілінбелі белдіктерді қажет болмаса ағытпай-ақ бір жұмыс орнынан екіншісіне жылжуға ыңғайлы болуын қамтамасыз етуі қажет.
      1302. Ұшқыштарға күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы барлық маневрлер кезінде және барлық режимдерде оларға ыңғайлы болуын қамтамасыз ететін, жеткілікті түрде кең ауқымды көлеңкесіз, бұрмаламай кабинадан шолуға мүмкіндік беруді қамтамасыз етуі қажет. Қос ұшқыштың жұмыс орындарында нысана сызығының шартты жағдайындағы ұшқыштардың көздерін табуға бақылау жасауды қамтамасыз ететін құралдар болуы қажет. Күтіліп отырған пайдалану жағдайларына байланысты ішкі және сыртқы кабиналық кеңістікті күндіз және түнде шолуға қиындық туғызатын түрлі сәулелердің көзге шағылысуын болдырмау қажет. Атмосфералық жауын-шашыннан маңдайлық әйнектің бетін тазалауға арналған құрылғылар ішкі кабиналық кеңістікті шолуға жеткілікті мүмкіндікті қамтамасыз етуі қажет.
      1303. Кабинадағы барлық жазулар өздеріне қатысты элементтерде (тұтқаларда, тумблерлерде және т.б.) орналасуы тиіс және күтіліп отырған пайдалану жағдайларына байланысты күндіз де және түнде де қараған кезде анық та, айқын болуы қажет. Мәтін бойынша қысқартылған жазулар олардың мағынасын түсіндіруге байланысты түрлі түсінік тудырмауы қажет.

194. Ұшақтың, күш-қуат қондырғысының және жабдықтардың басқару органдарын экипаждың жұмыс орындарына орналастыру

      1304. Экипаж мүшелерінің жұмыс орындарында орнатылып және ұшу барысында қолданылатын ұшақтың, күш-қуат қондырғысының және жабдықтардың басқару органдарына экипаж мүшелерінің қолдары жете алатындай және ілінбелі белдіктерді қажет болмаса ағытпай-ақ олардың жұмыс орындарынан көрінетіндей болуы қажет.
      1305. Ең жиі қолданылатын, оның ішінде ең күрделі ұшу кезеңдері (мысалы, ұшқыштарға - қонуға бет алғанда және қону кезінде) барысында, сондай-ақ күрделі және авариялық жағдайларда қолданылатын басқару органдары әрбір экипаж мүшесі қолымен жете алатын және шолу жасай алатын олардың жұмыс аралық аймақтарындағы ең ыңғайлы орындарда орналасуы қажет. Сонымен бірге басқару органдарының орналасқан орындарын ұшақтың жерден көтерілуі барысында, қонуға бет алғанда, қонуы кезінде және ҰЭБ бойынша іс-қимылдарды орындау үшін екінші айналысқа кеткенде ұшқыштар штурвалдардағы қолдарын ауыстырып жатпайтындай етіп таңдау қажет.
      Екінші ұшқыштың штурвал тұтқасында орнатылған басқару органдары бірінші ұшқыштың штурвал тұтқасындағы олардың орналасуына қатысты»айна тәріздес орналасуы қажет.
      1306. Жекелеген жағдайларда резервтік (апаттық) басқару органдарын (иінтіректерді, ауыстырғыштарды, сақтандырғыштарды) тек экипаж құрамында ұшуды басқарудан бос адам болған жағдайда ғана, ұшқыштардың жұмыс орындарынан тыс жерге орналастыруға жол беріледі.
      1307. Ұшу барысында экипаж мүшелері үздіксіз пайдаланатын басқару органдары (ұшқыштарға - штурвал, басқыштар, РУД) басқару процесінде антропометрикалық талаптарды және ұшқыштардың ең аз шаршауын сақтай отырып орналасуы, сондай-ақ экипаждың креслоларына қатысты жылжып отыруы қажет.
      1308. Басқару органдарының орналасуы, тұтқаларының нысаны және көлемі барлық ұшу режимдерінде және айрықша жағдайларда оларды тез танып, қатесіз қимылдауды қамтамасыз етуі қажет.
      Түрлі мақсаттағы басқару органдарының бір-бірінен айырмасы (мысалы, нысаны бойынша, түсі бойынша және т.б.) болуы қажет. Апаттық басқару органдарының тұтқалары немесе олардың қорғаныш құрылғылары қызыл түске боялуы қажет. Оның басқа түспен қоса қолдануына жол беріледі.
      1309. Кездейсоқ жылжуы айрықша жағдайларға алып келуі мүмкін басқару органдарын кабинаға орналастыру кезінде олардың қалпы кенеттен (кездейсоқ) өзгеріп кетпес үшін ондайды болдырмайтын шаралар көзделуі қажет. Бұл үшін басқару органдарын пайдалануға кедергі келтірмейтін әрі оларды тануға қиындық туғызбайтын оқшаулау құрылғыларын орнату қажет.
      1310. Ұшу барысында бірнеше экипаж мүшелері пайдаланатын басқару органдарының тұтқаларын кабинаның бәріне ортақ аймағында не болмаса міндеттеріне осы тұтқаларды басқару кіретін экипаж мүшелерінің жұмыс орындарында орналастыру қажет.
      1311. Әрбір экипаж мүшесі пайдаланатын басқару органдарын әрбір жылжуы кабинаның конструкциясына, басқа басқару органдары қалыптарының мүмкін болатын комбинацияларына және экипаж мүшелерінің киімдеріне қандай да болмасын кері әсері болмайтын оның креслосына қатысты басқару органының қажетті толық және кедергісіз жылжуын қамтамасыз ететіндей орналастыру қажет.
      1312. Түрлі қозғалтқыштардың (мысалы, ҚБИ (қозғалтқышты басқару иінтірегі), қозғалқыштардың реверсивті құрылғыларын басқару иінтіректері, қозғалқыштардың тоқтату иінтіректері), сондай-ақ резервтелінген жүйелердің бірдей басқару органдары және де олардың тұтқаларының орындалуы қозғалтқышқа немесе резервтелінген жүйенің бөлігіне қатыстығын анықтау барысында қиындық туындамайтындай етіп орналастырылған болуы қажет.
      ҚБИ-лардың және қозғалқыштардың реверсивті құрылғыларын басқару иінтіректерінің өзара орналасу қалыптары аталған иінтіректердің барлығын бірге, сондай-ақ әрқайсысын жеке басқаруға (1006) мүмкіндік қамтамасыз етуі қажет.
      1313. Басқару органдарының жылжу бағыты ұшаққа көрсетіп отырған олардың әсеріне сай бола отырып, индикациялау приборларының көрсеткіштерімен көру жағынан және функционалдық жағынан сай болуы қажет.
      Айналмалы қозғалыспен қозғалысқа келтірілетін басқару органдарының тұтқалары (гидравликалық, оттегі және ауа крандарынан басқасы) ажыратылған қалыптан толықтай іске қосылғанға дейін сағат тілі бойынша жылжып отыруы қажет.
      Негізгі басқару органдарының жылжу бағыты мынадай талаптарға сай болуы қажет:
      1) биіктік рулі - штурвалды (бағананы) артқа қарай (өзіңе қарай) - тік көтерілуге;
      2) элерондар - штурвалды сағат тілі бойынша оңға қарай - оңға қарай жантаюға;
      3) бағыттау рулі - оң басқышты алға қарай - оң жақ бұрылысқа;
      4) тұрақтандырғыш - ауыстырғышты алға қарай (жоғары қарай) - шүйілуге;
      5) қозғалтқышты басқару иінтірегі (ҚБИ) - артқа қарай (өзіңе қарай) - тіке тартымның (қуаттың) азаюына;
      6) қозғалтқыш реверсін басқару иінтірегі - артқа қарай (өзіңе қарай) - кері тартымның (қуаттың) артуына;
      7) шасси - басқару иінтірегін төмен қарай, артқа қарай (өзіңе қарай) - шығаруға;
      шасси шығарылуын түймешелермен басқарғанда:
      алдыңғы түймеше - жинауға;
      артқы түймеше - шығаруға;
      8) жалғас қанаттар, алғы қанатшалар - басқару иінтірегін төмен қарай, артқа қарай (өзіңе қарай) - шығаруға.

195. Экипаж мүшелерінің жұмыс орындарында
орнатылған приборлар мен сигнализаторларды орналастыру

      1314. Экипаж мүшелерінің прибор тақтасының иілу бұрышы онда орнатылған приборларды және сигнализаторларды пайдаланғанда олардың жеткілікті қолайлы болуын қамтамасыз етуі қажет.
      1315. Прибор тақтасының дірілі приборлар көрсеткішін барлық ұшу кезеңінде есептеуге қиындық туғызбауы қажет.
      1316. Экипаж мүшелерінің жұмыс орындарында орнатуға арналған приборлар мен сигнализаторлардың орындарын олар беретін ақпараттың маңыздылығын ескере отырып таңдау қажет.
      Бұл ретте:
      ұшу сапарының қауіпсіздігі үшін маңыздылығына (мысалы, негізгі пилотаждық-навигациялық приборларды ұшқыштың прибор тақтасының жоғарғы және ортаңғы аймақтарында орналастыру) байланысты топтастыру;
      функционалдық мақсаты, яғни бір функционалдық жүйеге (мысалы, күш-қуат қондырғысының жұмысына бақылау жасайтын приборларды маңайына орналастыру) қатыстығы бойынша топтастыру;
      қолдану уақыты, яғни ұшу барысында немесе жерде жекелеген ұшу кезеңдерінде белгілі бір уақыт тәртібі және т.б. бойынша топтастыру қолданылуы мүмкін.
      1317. Экипаж мүшелерінің прибор тақталарында орнатылған приборлар мен сигнализаторлар күндізгі және түнгі ұшу жағдайларында олардың жұмыс орындарынан жақсы көрініп тұруы қажет. Сонымен қатар экипаж мүшелеріне өздерінің негізгі жұмыс отырысын сәл өзгертуге жол беріледі. Приборлардың көрсеткіштерін экипаж мүшелері жоғары дәрежедегі дәлдікпен еш бұрмалаусыз қабылдап отыруы қажет.
      Сигнализация көру құралдарының ақпаратын экипаждың тиісті мүшесі еш бұрмалаусыз және осы функционалдық жүйенің немесе бақылау жасалып отырған өлшемнің жағдайы туралы қате түсінік туғызбай қабылдап отыруы қажет. Экипаж мүшелеріне өз жұмыс орындарынан ҰЭБ бойынша олар жұмысын бақылайтын күш-қуат қондырғысының приборлар көрсеткіштерін дұрыстап көруін және оларды бақылауға ыңғайлы болуын қамтамасыз ету қажет.
      1318. Ұшқыштардың жұмыс орындарындағы пилотаждық-навигациялық приборлардың орналастырылуы төменде айтылатын талаптарға сай болуы қажет.
      1319. Негізгі пилотаждық-навигациялық приборлар тобын құрайтын ең маңызды пилотаждық-навигациялық приборлар әрбір ұшқыштың прибор тақтасында ұшқышқа қарсы, штурвал көлеңкелемейтін және барлық уақытта оның көз алдында тұратын орталық учаскесінің жоғарғы және төменгі бөліктерінде орналасуы қажет.
      Топтың ішіндегі негізгі пилотаждық-навигациялық приборлар мынадай тәртіппен орналасуы қажет:
      1) прибор тақтасының жоғарғы бөлігіндегі орталық орында ұшақтың кеңістіктегі орнын (жантаю және тангаж бұрышын) көрсетіп отыратын негізгі пилотаждық прибор орналасуы қажет;
      2) негізгі пилотаждық прибордың астында онымен бір тік кіндіктемеде ұшу бағытын көрсетіп отыратын негізгі навигациялық прибор орналасуы қажет.
      Ескерту. Негізгі пилотаждық және навигациялық приборлардың ұшқыштың креслосы симметриясының тік жазықтығынан 30 мм-ден аспайтын бірдей шамаға бір мезгілде жылжуына жол беріледі;
      3) негізгі пилотаждық прибордың сол жағында онымен бір деңгейде ұшу әуе (прибор) жылдамдығын көрсетіп отыратын прибор орналасуы қажет;
      4) негізгі пилотаждық прибордың оң жағында онымен бір деңгейде ұшақтың тік көтерілу немесе тік түсу жылдамдығын көрсетіп отыратын прибор орналасуы қажет;
      5) тік жылдамдық көрсеткішінің астында ұшу барометрлік биіктігін көрсетіп отыратын негізгі прибор орналасуы қажет.
      Негізгі пилотаждық-навигациялық приборлар тобын бірінші және екінші ұшқыштардың прибор тақталарына бірдей орналастырып, ұшқыштардың прибор тақталарында орнатылған басқа негізгі приборлардан айыратындай етіп ақ түсті контурлы сызықпен белгілеу қажет.
      Негізгі пилотаждық-навигациялық приборлар тобына жатпайтын приборларды орнату ұшақ басқарудағы олардың рөлін және ұшу барысындағы қауіпсіздікке байланысты олар бақылайтын өлшемдердің маңыздылығын, сондай-ақ олардың негізгі пилотаждық-навигациялық приборлар тобымен байланысын ескере отырып жүргізіледі:
      1) биіктік өлшемдерін индикациялайтын приборлар негізгі биіктік өлшегіштің маңына орнатылады;
      2) навигациялық өлшемдерді индикациялайтын приборлар негізгі навигациялық прибордың маңына орнатылады, сонымен бірге курстық өлшемдерді беретін индикаторлар басымдыққа ие;
      3) жылдамдық өлшемдерін индикациялайтын приборлар негізгі жылдамдық приборының маңына орнатылады;
      4) резервтік приборлар тиісті негізгі пилотаждық-навигациялық приборлардан ең аз қашықтықтағы прибор тақтасында орнатылады. Резервтік авиакөкжиек бірінші ұшқыштың прибор тақтасының оң жақ жоғары бөлігінде, ұшақтың кеңістіктегі орнын көрсетіп тұратын негізгі прибордың маңында, не болмаса ұшқыштардың ортаңғы прибор тақтасының сол жақ жоғары бөлігінде орналасуы қажет. Сонымен қатар екінші ұшқыш оны көріп отыруы қажет.
      1320. Күш-қуат қондырғысының негізгі бақылау приборларын ұшқыштардың ортаңғы прибор тақтасында топтастырып орналастыру қажет. Сонымен бірге олардың топ ішінде өзара орналасуы қозғалтқыштардың ұшақтағы орналасуына сай болуы қажет:
      түрлі қозғалтқыштардың бірдей жұмыс өлшемдеріне бақылау жасайтын приборлар қозғалтқыштардың ұшақтағы орналасу тәртібі бойынша бір көлденең қатарда - солдан оңға қарай орналасуы қажет;
      бір қозғалтқыштың түрлі жұмыс өлшемдеріне бақылау жасайтын приборлар бақыланатын өлшемдердің маңыздылығына байланысты тәртібі бойынша бір көлденең қатарда - жоғарыдан төмен қарай орналасуы қажет.
      Ескерту. Қиыстырылған приборларды қолданған жағдайда оларды осы индикатор немесе параметр қай қозғалтқышқа жататындығын анықтау барысында мүмкін болатын қателіктерге бой алдырмайтындай етіп орналастыру қажет.
      1321. Ұшқыштар берілген режимдерге қозғалтқыштардың шығуын бақылау үшін қолданатын қозғалтқыштар жұмысының негізгі бақылау приборлары ұшқыштардың ортаңғы прибор тақтасында орналасуы қажет және негізгі жұмыс отырысының сәл өзгерген жағдайында көрініп тұруға тиіс.
      Егер экипаж құрамына бортинженер кіретін болса, қозғалтқыштар жұмысының басқа бақылау приборларын (прибор тақтасында тиісті сигнализация орнатылған жағдайда) ұшқыштардың прибор тақтасынан тыс жерде орналастыруға болады.
      1322. Бортинженердің жеке жұмыс орны бар ұшақтарда оның прибор тақтасында күш-қуат қондырғысының қажетті бақылау приборлары мен индикаторлары, сондай-ақ бортинженердің функционалдық міндеттеріне сәйкес басқа ұшақ жүйелерінің бақылау приборлары, индикаторлары және сигнализаторлары орнатылған болуы қажет.
      1323. Экипаж мүшелерінің жұмыс орындарындағы жарық сигнал құралдарын жинақылау олар беретін ақпараттың маңыздылығын (1348) ескере отырып орындалуы қажет.
      1324. Жарық сигнал таблоларының әрбір тобы немесе блогы мына принциптердің бірі бойынша құралуы қажет:
      бір функционалдық кешенге қатыстығы (мысалы, қозғалтқышқа);
      бір мезгілде қолданылуы (мысалы, қонуға бет алғанда);
      уақыт резервісі (апаттық, ескерту).
      1325. Апаттық жарық сигнал құрылғыларын экипаж мүшесінің негізгі жұмыс қалпынан көрініп тұратындай етіп орналастыру қажет. Ескерту жарық сигнал құрылғыларын, сондай-ақ ОСШ-ны (орталық сигнал шамдарын) тиісті экипаж мүшелерінің жұмыс орындарынан шолуға ыңғайлы аймақтарда орналастыру қажет. Сонымен бірге бастың тұрған қалпын өзгертуге жол беріледі.
      1326. ОСШ және авариялық жарық сигнал құрылғылары бірінші және екінші ұшқыштардың прибор тақталарында бірдей орналастырылған болуы қажет.
      Орталық сигнал шамдарын ортаңғы прибор тақтасының жоғары бөлігінде орналастыруға жол беріледі.

196. Күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысының жұмысын бақылау құралдары

      1327. Осы бөлімнің талаптары газ турбиналы қозғалтқыштары бар ұшақтардың күш-қуат қондырғысы мен ККҚҚ-сын бақылауға және басқаруға қажетті ақпаратпен экипажды қамтамасыз ететін өлшеу, индикациялау және сигнализациялау құралдарына таралады.
      1328. Күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдарының сипаттамалары нақты қозғалтқыш пен ұшақтың пайдалану құжаттамасына сәйкес олардың қамтамасыз етуі қажет.
      1329. Күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдары оларға таралатын 186-баптың талаптарына сай болуы қажет.

197. Күш-қуат қондырғысының бақылау құралдарына қойылатын
талаптар

      1330. Күш-қуат қондырғысының жұмысын бақылау үшін ұшақта мыналар орнатылуы қажет:
      әрбір қозғалтқыш роторларының айналу жиілігін өлшеуге және индикациялауға арналған тахометр.
      әрбір қозғалтқыш газының температурасын өлшеуге және индикациялауға арналған термометр.
      әрбір қозғалтқыш отынының массалық сағат бойынша жұмсалуының шапшаң көрсеткішін өлшеуге және индикациялауға арналған шығыс өлшегіш. ЖӘЖ (жергілікті әуе желілері) ұшақтарында шығыс өлшегішті орнатпаса да болады.
      әрбір қозғалтқыштың багындағы майдың мөлшерін өлшеуге және индикациялауға арналған май өлшегіш. Экипаж кабинасына май өлшегіштік индикаторын орнатпаса да болады.
      әрбір қозғалтқыштың май жүйесіндегі майдың қысымын өлшеуге және индикациялауға арналған манометр.
      әрбір қозғалтқыш майының температурасын өлшеуге және индикациялауға арналған термометр.
      рұқсат берілген діріл деңгейінен асқандығын білдіретін сигнализациясы бар әрбір қозғалтқыштың діріл деңгейін өлшеу және индикациялау құралдары немесе әрбір қозғалтқыштың рұқсат берілген діріл деңгейінен асқандығын білдіретін сигнализаторлар.
      әрбір бақтағы немесе бір-бірімен жалғасқан бактардың тобындағы отынның мөлшерін және ұшақтағы отынның жиынтық мөлшерін өлшеуге және индикациялауға арналған құралдар (жүйе).
      роторлардың айналу жиілігінің рұқсат берілген көрсеткіштерінен асқандығын сигнализациялау құралдары.
      газ температурасының рұқсат берілген көрсеткіштерінен асқандығын сигнализациялау құралдары.
      отынның резервтік қалдығын сигнализациялау құралдары.
      қозғалтқышқа кіре берістегі отынның ең төменгі қысымын сигнализациялау құралдары.
      әрбір қозғалтқыштың отын сүзгішіндегі ең жоғарғы рұқсат берілген отын қысымының өзгеруін сигнализациялау құралдары.
      май багында қалған майдың ең төмен қалдығын сигнализациялау құралдары. Бір приборда майдың мөлшерін индикациялауға және майдың ең төмен қалдығын сигнализациялауға жол беріледі. ЖӘЖ ұшақтарында сигнализацияның болмауына да болады.
      майдың ең төменгі қысымын сигнализациялау құралдары.
      әрбір қозғалтқыштың майында жоңқаның пайда болғандығын сигнализациялау құралдары.
      күш-қуат қондырғысының өрт шығуы қауіпті бөлімдерінде өрт сигнализациялау құралдары.
      қызып кеткенде өрт туғызуы мүмкін ақаулы жағдайда қозғалтқыштың ішкі май немесе суфлирленетін аралықтарында қызып кету сигнализациялау құралдары.
      әрбір қозғалтқыштың мұздану сигнализациялау құралдары. Егер қозғалтқыш ауа алғышының орналасуы немесе қозғалтқыш конструкциясы мұзданудың пайда болу мүмкіндігін жоққа шығарады деп көрсетілсе, онда мұздану сигнализаторларын орнатпаса да болады.
      айдайтын және асыра айдайтын сорғылардың, қиылыс қуатты крандарының және өрт сөндіру крандарының жұмысын сигнализациялау құралдары.
      компрессорға сұйықтық бүркудің іске қосылғандығын және ажыратылғандығын (егер қозғалтқышта осындай жүйе орнатылған болса) сигнализациялау құралдары.
      әрбір қозғалтқыш помпажын сигнализациялау құралдары.
      1331. Турбореактивті қозғалтқыштары бар ұшақтарда құралдардан басқа, реверсивті құрылғымен жабдықталған әрбір қозғалтқыштың реверсивті құрылғылары қалпының сигнализаторлары орнатылған болуы қажет.
      Турбореактивті қозғалтқыштары бар ұшақтарда әрбір қозғалтқыш тартымын немесе оның сипаттайтын параметрін өлшеу және индикациялау құралдарын орнату ұсынылады.
      1332. Турбовинтті қозғалтқыштары бар ұшақтарда 1341-тармақта аталған құралдардан басқа:
      1) әрбір қозғалтқыштың айналу мезетін (моментін) өлшеу және индикациялау құралдары;
      2) әрбір қозғалтқыштың басқару реттегішінің қалпын өлшеу және индикациялау құралдары;
      3) реверсивті құрылғымен жабдықталған әрбір қозғалтқыштың әуе винтінің реверсивті тартымын басқару жүйесінің іске қосылуын сигнализациялау құралдары;
      4) автоматты флюгерлеу жүйесімен жабдықталған әрбір қозғалтқыштың әуе винті қалақтарын автоматты флюгерлеу жүйесінің іске қосылуын сигнализациялау құралдары орнатылған болуы қажет.
      Ескерту. ЖӘЖ ұшақтарындағы күш-қуат қондырғысының жұмысын бақылауға арналған приборлар мен сигнализаторлар тізбесінің өзгертілуі немесе қысқартылуы мүмкін.

198. Көмекші күш-қуат қондырғысының жұмысына
бақылау жасайтын құралдарға қойылатын талаптар

      1333. ККҚҚ жұмысын бақылау үшін ұшақта:
      Қозғалтқыш роторының айналу жиілігін өлшеуге және индикациялауға арналған тахометр.
      Қозғалтқыш газының температурасын өлшеуге және индикациялауға арналған термометр.
      Қозғалтқышқа кіре-берістегі (шыға-берістегі) майдың температурасын өлшеуге және индикациялауға арналған термометр.
      Қозғалтқыш роторының айналу жиілігінің рұқсат берілген көрсеткіштерінен асқандығын сигнализациялау құралдары.
      Газ температурасының рұқсат берілген көрсеткіштерінен асқандығын сигнализациялау құралдары.
      Қозғалтқышқа кіре-берістегі майдың ең төменгі қысымын сигнализациялау құралдары.
      Қозғалтқышқа кіре-берістегі отынның ең төменгі қысымын сигнализациялау құралдары.
      Май багында қалған майдың ең төмен қалдығын сигнализациялау құралдары.
      Күш-қуат қондырғысының өрт шығуы қауіпті бөлімдерінде өрт сигнализациялау құралдары.
      Қозғалтқыштың қуат алуға мүмкіндік беретін режимге шығуын сигнализациялау құралдары орнатылған болуы қажет.
      1334. Ұшақта нақты қозғалтқышқа, ұшаққа ЭБ-де (пайдалану басшылықта) айтылған шектеулер шегінде қозғалтқыш пайдалануын қамтамасыз ету үшін қажет болса, осы НЛГС-нің 175 пен 176-баптарында аталғандарға қосымша күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдары орнатылған болуы қажет.
      1335. Электрмен жабдықтаудың негізгі қуат көздері ажыратылғанда немесе істен шыққанда авариялық қуат көздерінен мынадай күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдары:
      осы НЛГС-нің 175 пен 176-баптарында аталған сигнализация құралдары.
      Қадамдық қозғалтқыштар мен ККҚҚ қозғалтқышының газ термометрлері.
      Қадамдық қозғалтқыштар мен ККҚҚ қозғалтқышының тахометрлері.
      Турбовинтті қозғалтқыштары бар ұшақтарға арналған айналу мезетінің өлшегіші.
      1336. Егер нақты қозғалтқышқа және ұшаққа осындай жағдайға көзделген болса, осы НЛГС-нің 1345-тармағына сәйкес басқа да күш-қуат қондырғысы мен көмекші күш-қуат қондырғысы жұмысын бақылау құралдары электрмен жабдықталуы тиіс.

199. Ішкі кабина сигнализациясының жабдықтары

      1337. Осы бөлімнің талаптары ұшақта орнатылған және мынадай: шолу, дыбыс және тактиль сигнализация құралдарының көмегімен ұшақта туындаған жағдай туралы экипаж мүшелерін құлақтандыруға арналған сигнализация құралдарына таралады.
      Ескерту. Сигнализация құралы - экипаж құрамындағы адамдардың сезім мүшелеріне тікелей әсер ететін сигнал беретін құрылғы. Осындай құрылғыларға жекелеген сигнализация құралдарын да, сондай-ақ сигнализация жүйелерін де жатқызуға болады.
      Шолу сигнализация құралдары - жарық сигнал құрылғыларының, жарық сигнализациясы бар ауыстырғыштардың (шамдардың-түймешелердің), бленкерлердің, жалаушалардың (планкалардың) немесе электр механикалық пердешелердің көмегі арқылы сигналдар беруге арналған құралдар.
      Дыбыс сигнализация құралдары - тональды дыбыс сигналдарын (мысалы, сиренаның, қоңыраудың зуммердің көмегі арқылы) немесе тілдік хабарламаларды беруге арналған құралдар.
      Тактиль сигнализация құралдары - терінің механикалық рецепторларына және бұлшық ет буын рецепторларына әсер ету арқылы экипаж мүшелеріне қажетті ақпаратты беруге арналған құралдар.
      1338. Ұшақта орнатылған ішкі кабина сигнализация құралдары ақпараттың мынадай үш (сигнал) санатының берілуін қамтамасыз етеді: авариялық, ескерту және құлақтандыру. Сигнализация санаттарын анықтау айрықша жағдайлардың және олардың қауіптілігі дәрежесінің туындау мүмкіндігіне байланысты оқиғалар туралы ақпаратқа, сондай-ақ туындаған жағдайдың дамуын алдын алуға немесе тоқтатуға әлі де мүмкін болатын сәтке дейін, ол (туындаған жағдай) туралы сигнал ақпаратының пайда болған сәтінен бастап экипаж ие болып отырған (реакциясы уақытының шамасына сүйене отырып жүргізіледі.
      Апаттық сигнал ақпаратының санатына экипаж тарапынан күттірмейтін іс-қимылдар талап ететін айрықша жағдайлардың туындау мүмкіндігіне байланысты оқиғалар туралы ақпараттар жатады. Апаттық сигналдарға ұшақ қозғалысының өлшемдері (мысалы, а кос, n у mах э ) бойынша пайдаланушылық шектеулердің жақындағанын немесе жеткенін сипаттайтын сигналдар және t р <15 с болатын сигналдар жатады.
      1339. Ескерту сигнал ақпаратының санатына назардың дереу аударылуын талап ете отырып, экипаж мүшелерінің жедел қимылдарын талап етпейтін ақпараттар жатады. Ескерту сигналдарына құзырындағы уақыты t р > 15 с болатын сигналдар жатады.
      1340. Құлақтандыру сигнал ақпаратының санатына жүйелердің қалыпты жұмысын, экипаж мүшелерінің жұмысы алгоритмінің орындалғандығын көрсететін ақпараттар және басқа да ақпарат жатады. Құзырындағы әр уақытының шамасы бойынша құлақтандыру ақпараты регламенттелмейді.
      1341. Сигнализация жүйесі мынадай функцияларды атқаруы қажет:
      Экипаж мүшелерінің назарын дер кезінде туындаған жағдайға (болған оқиғаға) аудартып отыру керек. Осыған байланысты, қажет болған жағдайда мынадай назар аударту әсері күшті сигналдары қолданылады:
      тональдығы, тембрі және ұзақтығы әр түрлі дыбыс сигналдары, мысалы,»"зуммер" сияқты;
      тактиль сигналдары;
      жарқылдау режимінде жұмыс істейтін жарық сигнал құрылғыларының сигналдары.
      Сигнал ақпараты болған жағдайдың мағынасын ашатындай, яғни айқын болуы қажет. Осыған байланысты:
      жарық сигналдары құрылғыларының жазулары мен символдары;
      тілдік хабарламалардың мәтіндері;
      дыбыс сигналдарының тональдығы, тембрі және ұзақтығы;
      индикаторлардың сигнал элементтері;
      тактиль сигналдары;
      жарық сигнализациясы бар ауыстырғыштардың жазулары қолданылады.
      Аталмыш жағдайда қажетті іс-қимылдардың ұйымдастырылуына мұрындық болуы қажет. Осыған байланысты:
      жарық сигналдары құрылғыларының жазулары мен символдары;
      тактиль сигналдары;
      тілдік хабарламалардың мәтіндері қолданылады.
      1342. Сигнализация құралдары арқылы беріліп отырған ақпараттардың дұрыс қабылдануы қоршаған ортаның әсер ету жағдайларында (экипаж кабинасындағы шуыл мен діріл, ішкі және сыртқы байланыс бойынша сөйлесу, жарықтандыру жағдайлары) ұшу барысындағы барлық кезеңдерде және режимдерде қамтамасыз етілуі қажет.
      1343. Берілуі түрлі құралдардың үйлесімі мен ол құралдардың жұмыс режимі арқылы қамтамасыз етілетін сигнал ақпаратының ұсыну әдісі сигнал ақпаратының санатын ескере отырып, бортта пайда болған жағдайға сай болуы қажет.
      1344. Ұшу кезеңдері мен режимдерінің қалыпты және айрықша жағдайларында экипаждың әрбір мүшесіне берілетін сигнал ақпаратының көлемі дер кезінде болған оқиғаны ұғынуды және қажетті әрекеттер туралы шешім қабылдауды қамтамасыз ететіндей, сондай-ақ әрбір экипаж мүшесінің назарына салмақтың мөлшерден көп түсуін болдырмайтындай болуы қажет.
      Интегралды және ауданды бақылау таблоларын әсіресе көтерілу және қону режимдерінде, сондай-ақ күш-қуат қондырғысы мен функционалдық жүйелерді бақылау үшін қолдану ұсынылады.
      Нақты жағдай туралы немесе жабдықтың істен шығуы туралы назар аудартуға және ақпаратты беруге бір мезгілде бір параметр бойынша үш сигнал құрылғысынан артық қолдануға болмайды.
      1345. Шолу сигнал ақпараты ұшақ экипажы мүшелеріне берілетін сигнал ақпаратының негізгі түрі болуы қажет. Дыбыс және тактиль сигналдары, сондай-ақ тілдік хабарламалар шолу сигнализаторларымен бірге қолданылуы қажет.
      1346. Апаттық сигнал ақпараты назар аударту әсері күшті сигналын қосуы қажет. Бұл ретте экипаж мүшесінің түрлі рецепторларына әсер ететін сигнал құралдарының кем дегенде екі түрі қолданылуы қажет.
      1347. Апаттық сигнал ақпаратын экипаждың кем дегенде екі мүшесі қабылдауы қажет. Бұл ретте апаттық жарық сигнал құрылғысы экипаждың кем дегенде екі мүшесінің жұмыс орындарына орнатылуы қажет.
      1348. Апаттық сигнал ақпараты және де мүмкіндігінше ескерту сигнал ақпараты экипажды логикалық операцияларды орындаудан босата отырып, өңделген күйінде ұсынылуы қажет.
      Ұшақтың жерден көтерілуі барысында ұшу жағдайларының күрделенуінен де ауыр жағдайларға әкелуі мүмкін оның жүйелері мен агрегаттарының жерден көтерілуге жай-күйінің дайын еместігін сипаттайтын сигналдар қолданылуы қажет.
      Ең аз дегенде ұшақтың қонуға конфигурациясының дайын еместігі туралы экипажға хабарлайтын қонуға ұшақтың дайын еместігі туралы сигнализация қолданылуы қажет.
      1349. Сигнализация құралдары және оларды басқару сигналдардың берілмеуіне немесе ол сигналдар қосылғанда олардың ұғынылмауына әкелетін осындай қателіктерді экипаж мүшелері тарапынан болдырмайтындай етіп жасалған болуы қажет.
      Дыбыс сигналдарының даусын реттеуге жол берілмейді.
      1350. Экипажға сигнализация құралдары жүйесіне кіретіндердің барлығының дұрыстығына бақылау жүргізу мүмкіндігі қамтамасыз етілген болуы қажет.
      1351. Сигнал ақпараты анықталып ұғынылғанда, ал оның пайда болу себебі жойылмаған жағдайда назар аударту әсері күшті сигналының туындаған жағдайы туралы шолу сигнал ақпаратын сақтай отырып тоқтатылу мүмкіндігін қамтамасыз ету қажет. Сонымен қатар сызбаның басқа басқару сигналын алу үшін бастапқы күйіне автоматты түрде оралуы қамтамасыз етілген болуы қажет.
      Пайдаланушылық шектеулер мен ең күрделі режимдерге шығу туралы сигнализациялау үшін назар аударту әсері күшті сигналының ажыратылу мүмкіндігін болдырмау қажет.
      1352. Түрлі сигнализация құралдары арқылы берілетін сигнал ақпараты жазба мәтіндері мен тілдік хабарламалардың іріктелуімен, сондай-ақ тиісті приборлардың көрсеткіштерімен өзара сай болуы қажет (оларға қайшы болмауы тиіс).
      1353. Жарық сигнал құрылғыларындағы жазбалар мен символдар және тілдік құлақтандыру аппараты арқылы берілетін тілдік хабарламалар мынадай талаптарға жауап беруі қажет:
      берілетін ақпараттың мазмұны туындаған жағдайдың немесе оқиғаның сипатын экипаждың біржақты ұғынуын қамтамасыз етуі қажет:
      тілдік хабарлама сөздерінің тұжырымдары мен құрылу тәртібінің жарық сигнал құрылғысының тиісті жазбасымен сай болу мүмкіндігі қамтамасыз етілген болуы қажет;
      туындаған жағдайда экипаждың іс-қимылдары бойынша ұсынымдар жасалатын іс-қимылды (мысалы,»"Жантаюды басқар",»"Шассиді шығар" және т.б.) атай отырып бастау қажет.

200. Шолу сигнализациясына қойылатын талаптар

      1354. Жарық сигнализациясы үшін үш негізгі: қызыл, сары және жасыл түстерді қолдану көзделген болуы қажет.
      Бұдан өзге, маркерлерді ұшып өту туралы немесе функционалдық жүйелердің жұмыс режимі туралы ақпаратты беру үшін аталғандарға қосымша ретінде осы жүйелердің пульттарында ақ және көк түсті сигналдарды қолдануға жол беріледі.
      1355. Жарық сигнализациясының қызыл түсі тек қана апаттық сигнал ақпараты үшін қолданылуы қажет.
      Сары түсті ескерту сигнал ақпаратына; жасылды құлақтандыру сигнал ақпаратына қолдануға ұсынылады.
      1356. Жарық сигнал ақпараты оңай ажыратылуға тиіс және экипаж мүшелерінің көздерін шағылыстырмауы қажет.
      1357. Автоматты түрде және/немесе қолмен жүзеге асырылатын жарық сигналдарының жарықтылығын орталықтандырылған түрде "күндізгі" режимнен»"түнгі" режимге және кері қарай ауыстыру қамтамасыз етілуі қажет.
      Сонымен бірге жарық сигналдарының өздігінен»"түнгі" режимге ауысып кетуін болдырмайтын шаралар қолданылуы қажет.
      Апаттық сигнал ақпаратының жарықтылығын реттеу құпталмайды.
      Жарық сигнал ақпаратының жарықтылығын экипаж мүшелерінің жұмыс орындары аймағы бойынша реттеуге жол беріледі.
      1358. Апаттық жарық сигналдары, сондай-ақ ОСШ (орталық сигнал шамдары) сигналдары және аудандарды бақылау таблосы жарқылдау режимінде берілуі қажет. Жарық сигналдарының жарқылдау режиміндегі жұмысы 2 Гц-тен бастап 5 Гц-ке дейінгі жиілікте жүзеге асырылуы қажет.
      1359. Сигнал жазбалары түсті әріптер арқылы күңгірт реңде орындалуы қажет.
      1360. Егер ұшу жарамдылығының Нормалары бойынша электр механикалық приборлар мен индикаторлардың алдыңғы жақ бөлігінде істен шыққандығын білдіретін сигнализация талап етілетін болса, онда оны түсетін сигнал жалаушаларының (планкаларының) немесе осы жағдайда индикатордың алдыңғы бөлігінің бір бөлігін жауып тұратын пердешелердің көмегі арқылы қамтамасыз ету қажет.

201. Дыбыс сигнализациясы құралдарына қойылатын талаптар

      1361. Дыбыс сигналдары тональды дыбыс сигналдары немесе тілдік хабарламалар түрінде 200-4000 Гц дыбыс жиіліктері диапазонында берілуі қажет.
      Тональды дыбыс сигналының аталған диапазондағы кем дегенде екі аластатылған жиіліктен тұратын сигнал болуы ұсынылады.
      1362. Кабинадағы тональды дыбыс сигналдарының жалпы саны болған оқиғаның немесе туындаған жағдайдың сипатын қатесіз ұғынуға мүмкіндік беретіндей қамтамасыз етілген болуы қажет.
      1363. Тональды дыбыс сигналдарын бір мезгілде беру кезінде оларды екі бөлек сигнал ретінде ұғынуға мүмкіндік қамтамасыз етілген болуы қажет. Осыған байланысты, тональды дыбыс сигналдарының жиіліктерін аталған диапазонның ішінен таңдаған кезде олардың аластатылуы, сондай-ақ сигналдардың тиісті кодталуы көзделген болуы қажет.
      1364. Бір оқиға немесе жағдай туралы сигнализациялау үшін тілдік және тональдық дыбыс сигналдарын бір мезгілде беруге жол берілмейді.
      1365. ТҚА (тілдік құлақтандыру аппараты) арқылы берілетін хабарламалар әйелдің даусымен берілуі тиіс және кем дегенде екі рет қайталануы қажет. Сонымен қатар, датчиктен сигнал болған жағдайда хабарламаларды өшіріп тастау, сондай-ақ қайталап тыңдау мүмкіндігі қамтамасыз етілген болуы қажет.
      1366. ТҚА-ны сигнал хабарламаларын беру үшін қолданған кезде олардың мәтіні 13 сөзден аспауы тиіс. Сонымен бірге ақпараттың бортта не болғандығы жайлы хабарламадан басталып, ал сонан кейін экипаждың іс-қимылдары бойынша ұсынымдар туралы хабарламамен жалғасуы ұсынылады.

202. Тактиль сигнализациясы құралдарына қойылатын талаптар

      1367. Тактиль сигнализаторы (ұшақта оны қолданған жағдайда) ұшу режимі бойынша пайдаланушылық шектеулерге ұшақтың шыққандығы туралы экипажды ескерту үшін қолданылуы қажет. Сонымен бірге штурвалда немесе бағанада орнатылған тактиль сигнализаторы апаттық сигнал ретінде тек рұқсат берілген шабуыл бұрышына (а кос ) және/немесе ең жоғары оң пайдаланушылық түскен салмаққа (n ymaxэ ) ұшақтың шыққандығы туралы сигнализациялау үшін ғана қолданылуы қажет.
      1368. Тактиль сигналдарын ұшқыштың екеуі де ұғынуы қажет. Тактиль сигнализаторына басқару штурвалындағы талап етілетін бағыттың сигнализациясын қамтамасыз ету ұсынылады.
      1369. Тактиль сигнализациясы сезімдерге ауыр әсер етпеуі қажет.

203. Көмекші газ турбиналы қозғалтқыш (КГТҚ)

      1370. 203-235 тармақтарда көмекші газ турбиналы қозғалтқыштарға (КГТҚ-ға) қойылатын талаптар баяндалған. Осы талаптарды орындау күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларында КГТҚ-ның ұшу жарамдылығын қамтамасыз ету үшін міндетті болып табылады.
      Ескерту. 203-235 тармақтардың талаптары турбокомпессорлық стартерлерге таралмайды.
      1371. КГТҚ-ның 203-235 тармақтардың талаптарына сәйкестігі техникалық құжаттаманы, есептеулерді, стендік, жер бетіндегі сынақтарды және ұшу сынақтарын, сондай-ақ пайдалану тәжірибесін талдау негізінде анықталуы қажет:
      1) осы тарау талаптарының көлемінде - КГТҚ-ны»"ұшаққа орнатқанға дейін" куәландыру кезінде;
      2) осы тарау талаптарының көлемінде - ұшақты куәландыру кезінде. Куәландырудың осы кезеңінде 194-баптың талаптарын қанағаттандыратын КГТҚ-ның "ұшаққа орнатқанға дейін" куәландыру кезіндегі ұшу сынақтары бөлігінің оң нәтижелері есептеледі;
      3) осы тарау талаптарының көлемінде - топтап шығарылатын және жөндеуге жататын КГТҚ-ға бақылау кезінде.
      1372. КГТҚ-ға арналған техникалық құжаттамада Техникалық пайдалану жөніндегі басшылық (ТЭБ), негізгі деректер мен күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайлар көрініс табуы тиіс. Аталған мәліметтер КГТҚ-ның сынақтары, куәландыруы және пайдалануы кезіндегі оның ресми мәртебесін құрайды. Күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайлар КГТҚ-ның 9-бөлімнің талаптарына сай екендігін растайтын КГТҚ мен оның детальдары сынақтарының бағдарламаларын құрауға негіз болуы қажет.
      1373. Күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларда ұшу жарамдылығын анықтау үшін КГТҚ-ның, оның конструкциясы мен агрегаттарының элементтерінің сипаттамаларына және сынақтарына есептеулер атмосфералық жағдайларда жүргізілуі қажет. КГТҚ-ның 4500 м биіктікке дейінгі ұшу сипаттамалары жоғары температура кезіндегі ылғалдылыққа түзетіле отырып аталуы қажет.
      1374. КГТҚ-да дайын бұйымдарды қолдану осы бұйымдардың Дайындаушыларымен КГТҚ-дағы оның жұмыс жағдайларын ескере отырып келісілуі қажет.
      1375. КГТҚ куәландырудан өтуі үшін:
      1) агрегаттарының, жүйелерінің, коммуникацияларының және датчиктерінің толық жиынтығы;
      2) КГТҚ-ны пайдалануға және оған қызмет көрсетуге қажетті техникалық құжаттаманың кешені;
      3) Техникалық пайдалану жөніндегі басшылық (ТЭБ) пен Техникалық қызмет көрсету регламентінде (ТҚР) көзделген техникалық қызмет көрсетудің орындалуын қамтамасыз ететін борттық құрал-сайманның, құрал-жарақтардың, бақылау-өлшеу және диагностикалық аппаратураның кешендері;
      4) ТҚР-ға сәйкес техникалық қызметті орындау үшін қажетті қосалқы агрегаттардың, детальдардың және шығын материалдарының кешендері ұсынылуы қажет.
      1376. Электр энергиясын тұтынатын КГТҚ агрегаттары мен жүйелері 195-баптың талаптарға сай болуы қажет.
      1377. Көмекші газ турбиналы қозғалтқыш (КГТҚ) - қысылған ауа мен электр энергиясының қуат көзі болып табылатын және ұшаққа қозғалыс күшін хабарлауға арналмаған, ұшақ бортында орнатылған, ұшаққа қызмет көрсетуге арналған барлық онда орналастырылған агрегаттары бар газ турбиналы қозғалтқыш.
      1378. Тәжірибелі КГТҚ деп мемлекеттік сынақтан өтпеген КГТҚ-ны айтамыз.
      Ескерту. КГТҚ-ны мемлекеттік сынақтан өткізу деп Жарамдылығы туралы куәлікті ресімдеу үшін КГТҚ-ның»"ұшаққа орнатылғанға дейінгі" куәландырылуын белгілейтін Нормативтік-техникалық құжаттаманың және ұшу жарамдылығы Нормаларының талаптарына КГТҚ-ның сай болуын растау мақсатында ресми комиссияның тәжірибелі КГТҚ-ны сынақтан өткізуін айтамыз.
      1379. Сериялық (топтап шығарылатын) КГТҚ деп өндірістен топтап шығарылатын және негізгі деректері, өлшемдері бойынша мемлекеттік сынақтан өтіп, Жарамдылығы туралы куәлік алған КГТҚ-да қолданылатын материалдардың конструкциясына сай дайындалатын КГТҚ-ны айтамыз.
      1380. Модификацияланған КГТҚ деп КГТҚ-ның сипаттамалары мен ұшу жарамдылығына едәуір әсер ететін конструкциялық өзгерістері бар топтап шығарылатын КГТҚ-ның дамыған түрі болып табылатын КГТҚ-ны айтамыз.
      1381. Жөнделген КГТҚ деп оның одан арғы пайдалануын жөндеу аралық ресурс шегінде қамтамасыз ететін күйге дейін жөнделген, топтап шығарылатын КГТҚ-ны айтамыз.
      1382. Ең жоғары режим - шектеулі уақыт аралығында ауа және электр қуаттарына барабар алынған ең жоғары шамаларымен сипатталатын КГТҚ-ның жердегі және ұшу барысындағы қалыптасқан жұмыс режимі.
      1383. Ең ұзақ режим - ТЭБ рұқсат берген шектеусіз жұмыс уақыты аралығында ауа және электр қуаттарына барабар алынған ең жоғары шамаларымен сипатталатын КГТҚ-ның қалыптасқан жұмыс режимі.
      1384. КГТҚ-ның барабар ауа қуаты - КГТҚ-дан алынатын қысылған ауаның атмосфералық қысымға дейін адиабатикалық ұлғаюы кезінде оның үдете алатын қуаты.
      1385. КГТҚ-ның электр қуаты - электр энергиялық ұшақ қабылдағыштары үшін КГТҚ-ның электр генераторларынан алынатын электр қуаты.
      1386. Зая жүріс режимі - КГТҚ қуат алмай жұмыс істейтін оның қалыптасқан жұмыс режимі.
      1387. Кіші газ режимі - КГТҚ-ның орнықты жұмысын қамтамасыз ететін турбокомпрессор роторы айналысының ең төмен жиілігіндегі қалыптасқан режим.
      1388. Қалыпты іске қосу - КГТҚ роторын тыныш күйінен (немесе авторотация режимінен) техникалық құжаттамада белгіленген шектерде іске қосу уақытын және басқа өлшемдерін сақтай отырып кіші газ режиміне немесе зая жүріс режиміне жеткізгенге дейін айналдырудың ауыспалы процесі.
      1389. Жалған іске қосу - КГТҚ-ның роторын оталдыру жүйесі ажыратылған кезде жану камерасына отын бере отырып іске қосу құрылғысы арқылы айналдыру.
      1390. Салқын түрде іске - КГТҚ ажыратылғаннан кейін ең аз дегенде екі сағаттан соң немесе техникалық құжаттамада белгіленген басқа бір уақыт аралығында жүзеге асырылатын қалыпты іске қосу.
      1391. Ыстық түрде іске қосу - жұмыс істеп тұрған КГТҚ ажыратылғаннан кейін ең көп дегенде 15 минуттан кешіктірмей жүзеге асырылатын қалыпты іске қосу.
      1392. Рұқсат берілген ең жоғары айналыс мезеті (тек еркін турбиналы КГТҚ-ға ғана қатысты) - жапсырмасы 20 с бойы КГТҚ үшін қауіпті салдарларға әкелмейтін ең жоғары айналыс мезеті.
      1393. Ең жоғары айналыс жиілігі - ең жоғары немесе ең жоғары режим ТЭБ бойынша көзделмеген болса, ең ұзақ режимде ротордың күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларындағы ең жоғары айналыс жиілігі.
      1394. Рұқсат берілген ең жоғары айналыс жиілігі - ең жоғары айналыс жиілігінен асып кеткенде КГТҚ автоматты түрде ажыратылатын ротордың күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларындағы ең жоғары айналыс жиілігі.
      1395. Газ температурасы (КГТҚ-ның газ-ауа трактысы қималарының біріндегі) - тежелген газ ағынының (осы қимадағы) орташа массалық температурасы.
      1396. Қауіпті зардаптарға әкелетін КГТҚ-ның істен шығуы - апатты жағдайларға әкелуі мүмкін болатын жабдықтардың істен шығуы. Жабдықтардың істен шығуы қауіпті зардапқа әкелетін жағдайларға:
      1) КГТҚ корпусының іші қирандыларына шыдас бере алмайтын ротор элементтерінің қирауы (оқшауландырылмаған қираулар);
      2) КГТҚ-дағы оқшауландырылмаған өрттер;
      3) кондициялау жүйесіне алынатын ауадағы қозғалтқыштан туындаған зиянды қоспалардың рұқсат берілген мөлшерден артуына әкелетін жабдықтардың істен шығуы;
      4) авариялық жағдайда ұшу барысында КГТҚ-ны пайдалануға мүмкіндік бермейтін жабдықтардың істен шығуы жатады.
      1397. КГТҚ-ның күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайлары төменде аталған: ұшу өлшемдерін (режимдерін), КГТҚ күйінің параметрін, сыртқы ортаның КГТҚ-ға әсер ету параметрін және пайдаланушылық факторларды, сондай-ақ пайдаланушылық цикл аралығындағы олардың өзгеруін қамтиды. КГТҚ-ның пайдаланушылық циклі күтіліп отырған қалыптасқан жұмыс режимдерін және КГТҚ-дағы ауыспалы процестерді (іске қосу, режимдік жұмыс және ұшардың алдында және ұшақ қонғаннан кейін жерде тоқтату; іске қосу, режимдік жұмыс және қажет болған жағдайда ұшу барысында тоқтату), сондай-ақ техникалық қызмет көрсету бойынша жұмыстар жүргізу барысында пайдаланушылық циклдің біріне жататын барлық режимдерді қамтуы қажет.
      1398. Ұшу өлшемдері (режимдері):
      1) ұшу биіктігі;
      2) ұшу жылдамдығы (М саны);
      3) кеңістіктегі КГТҚ кіндіктемелерінің жантаю бұрыштары;
      4) салмақтың мөлшерден көп түсуі.
      1399. КГТҚ күйінің және қоршаған ортаның КГТҚ-ға әсер ету өлшемдері:
      1) барометрлік қысым, атмосфералық ауаның температурасы мен ылғалдылығы;
      2) желдің бағыты мен жылдамдығы;
      3) электрлік әсерлер;
      4) КГТҚ-ның кіре-берісіне түсетін құстардың, мұз бөліктерінің, бұршақтың, судың (жаңбырдың) мөлшері, массасы және жылдамдығы.
      1400. Пайдаланушылық факторлар:
      1) КГТҚ ресурстары (сағаттардағы және пайдаланушылық циклдердегі), қызмет мерзімі (күнтізбелік уақыт);
      2) қозғалтқыштың жұмыс режимдері, бір пайдаланушылық цикл барысында осы режимдерге шығудың саны мен реті, белгілі бір режимдердегі (оның ішінде мүмкін болған жағдайда авторотация режиміндегі) жұмыстың жалпы ұзақтығы, сондай-ақ ауыспалы процестер туралы мәліметтер;
      3) ұшу бейінінің сипаттамасы;
      4) ұшу биіктігі мен жылдамдығы бойынша іске қосу аралықтары;
      5) ауа мен қуат алудың шамасы;
      6) ұшақтың ауа алғышындағы қысымның толық жоғалуы;
      7) КГТҚ-ға кіре берістегі ауа ағынының біркелкі еместігі;
      8) отынның, майдың, қондырмалардың, техникалық сұйықтықтар мен газдардың қолданылатын маркалары;
      9) КГТҚ-ға кіре берістегі отынның температурасы мен қысымы;
      10) КГТҚ-дағы, оның ішінде іске қосу құрылғысындағы энергиямен қуаттандыру агрегаттарының өлшемдері;
      11) тән аймақтарын көрсете отырып КГТҚ орналастырылатын бөлімдегі температура;
      12) Ұшу-қону алаңының және ұшақ тұрақ орнының төсемі мен жай-күйі;
      13) КГТҚ-ға қызмет көрсетудің кезеңділігі мен түрлері;
      14) пайдалану барысында қозғалтқыштар детальдарындағы механикалық зақымдардың шамасы (көлемі);
      15) КГТҚ-ны ұшақта, оның ішінде қозғалтқышқа техникалық қызмет көрсету ерекшеліктерін белгілейтін жинақылаудың ерекшеліктері;
      16) механикалық қоспалармен және еркін сумен (КГТҚ-ға кіре берістегі) отынның ластануы.
      1401. Істеген жұмысы - сағаттарда, пайдаланушылық циклдерінің санында, іске қосылған сандарында бейнеленген КГТҚ-ның жер бетіндегі және ұшу барысындағы жағдайларда пайдаланушылық ұзақтығы.
      1402. КГТҚ-ның (детальдардың) белгіленген ресурсы - белгіленген шегіне жеткеннен кейін қандай да болмасын жай-күйіне қарамастан пайдалануы тоқтатылуы қажет КГТҚ-ның (детальдардың) істеген жұмысының жиынтығы.
      Ескерту. КГТҚ-ның белгіленген ресурсы шегіндегі регаменттелген жұмыстар, оның ішінде күрделі жөндеу жұмыстары және кейбір детальдарды ауыстыра отырып, қалпына келтіру жұмыстары жүргізілуі мүмкін, ал детальдардың белгіленген ресурстары шегінде олардың регламенттелген қалпына келтіру жұмыстары жүргізілуі мүмкін. КГТҚ-ның (детальдардың) уақытша белгіленген ресурсының көрсеткіштері оның бастапқы көрсеткішінен бастап КГТҚ-дағы берілген техникалық жағдайлардың көрсеткіштеріне дейін біртіндеп ұлғая бастайды. КГТҚ-ның (детальдардың) уақытша белгіленген ресурсы регламенттелген жөндеу немесе қалпына келтіру жұмыстары кезінде міндетті түрде ауыстырылуы көзделмеген негізгі детальдардың уақытша белгіленген ресурстары шегінде орнатылады. КГТҚ-ның (детальдардың) уақытша белгіленген ресурсының ұлғаюына қарай оның пайдалануын ұзартуға болады.
      1403. Негізгі детальдар - қираулары немесе осы қираулардың зардаптары сәйкес ұшақ үшін қауіпті зардаптарға алып келуі мүмкін болатын детальдар. Негізгі детальдардың нақты тізімі КГТҚ-ны жетілдіру мен оның прототиптерін пайдаланудың тәжірибесін ескере отырып, қауіпті зардаптарға әкелуі мүмкін жабдықтардың істен шығу талдамалары негізінде анықталады.
      1404. Алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі КГТҚ-ның ресурсы - пайдалану басталғаннан бастап алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі белгіленген істеген жұмысы.
      Ескерту. Топтап шығару процесінде және пайдалану барысында ресурс алғашқы күрделі жөндеуге дейін оның бастапқы көрсеткішінен бастап КГТҚ-ға берілген техникалық жағдайлардың көрсеткіштеріне дейін ұлғаюға жатады. Алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі ресурс пен жөндеуаралық ресурстар шегінде кейбір детальдарын ауыстыра отырып, ТҚР-да көзделген жергілікті жөндеу және қалпына келтіру жұмыстарын жүргізуге жол беріледі.
      1405. Орташа алынған пайдаланушылық цикл (пайдаланушылық цикл) - КГТҚ-ға кіре-берістегі ауа қысымының және температурасының уақыт бойынша өзгеруі, роторлар айналысы жиілігінің және ұшақтағы КГТҚ-ның жұмыс режимін сипаттайтын басқа да өлшемдердің өзгеруі. Пайдаланушылық цикл КГТҚ-ны пайдалану барысындағы оның нақты жұмыс жағдайлары туралы деректерді пайдалана отырып, КГТҚ-ның жер бетіндегі ұшақтағы және ұшу барысындағы типтік жұмыс циклдерін талдау, топтастыру және орташа алу арқылы жасалады.
      Сынақ циклі - пайдалану барысында пайдаланушылық циклдерді пайдаланудың салыстырмалы жиіліктерін ескере отырып, осы циклдерде жинақталған зақымданудың ең толық және жеделдетілген көрінісін қамтамасыз ететін стендік сынақтар кезінде КГТҚ-ға кіре-берістегі роторлардың айналыс жиіліктерінің, реттегіш органдар қалыптарының уақыт бойынша өзгеруі.
      1406. Қалыптасқан режим - өлшемдері уақыт ішінде (техникалық құжаттамадағы рұқсат берілген шектерде өлшемдерді өзгертуге жол беріледі) өзгермейтін КГТҚ-ның жұмыс режимі.
      1407. Ауыспалы процесс - қалыптасқан екі режим арасында (іске қосу, бір режимнен екінші бір режимге ауысу, тоқтау және т.б.) КГТҚ өлшемдерінің уақыт ішіндегі өзгеру процесі.

204. КГТҚ-ның конструкциясы

      1408. КГТҚ конструқциясы 195-баптың талаптарын қанағаттандыруы қажет.
      1409. КГТҚ-ны және оның жүйелері мен агрегаттарын қоса алғанда белгіленген ресурс пен қызмет мерзімі аралығындағы күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларда апаттық жағдайлардың туындауына әкелетін қауіпті зардаптары бар жабдықтардың істен шығуы ұшақтың бір сағат ұшуы кезінде болуы мүмкін емес оқиға ретінде бағаланатындай етіп жобаланып жасалған болуы қажет. Осы талаптың орындалуын растау нақты сызба мен нақты конструкцияны, ұзақ мерзімді пайдалану барысындағы осындай конструкциялар беріктігін статистикалық бағалау материалдарын, сондай-ақ осы конструкцияның сынақ нәтижелерін талдау негізінде жүргізілуі қажет.
      1410. КГТҚ-ның конструкциясы мен оның автоматикасы мүмкіндік беретін КГТҚ-ның қалыптасқан режимдерінде де, сондай-ақ ауыспалы процестерінде де күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларында және КГТҚ-дағы ең жоғары шамасынан ауаның алынуын күрт азайтқанда немесе тоқтатқанда (0,5 - 1 с ішінде) компрессордың помпажы туындамау қажет. Күтпеген факторлардың нәтижесінде (мысалы, болуы екіталай ақаудың КГТҚ-да пайда болуы, экипаждың мүмкін болатын қателіктері және т.б.) ұшу барысында туындайтын помпаж қауіпті зардаптары бар КГТҚ-ның істен шығуына әкелмеуі қажет.
      1411. КГТҚ ауа алынып тұратын жүйенің герметизациясы бұзылған жағдайда газ температурасының мөлшерден тыс артып кетуінен, сондай-ақ авариялық жағдайларда қуат алу тез тоқтаған кезде роторлар айналысы жиіліктерінің мөлшерден тыс артып кетуінен қорғалған болуы қажет.
      1412. Жұмыс істеп тұрған КГТҚ да, сондай-ақ жұмыс істемей тұрғаны да ұшу барысында техникалық құжаттамада айтылған дірілдер мен салмақтың түсуіне шыдауы қажет.
      1413. Ұшу барысында және іске қосардың алдында (жерде және ұшу барысында) КГТҚ-ны авторотациялау кезіндегі КГТҚ роторының рұқсат берілген айналыс жиілігі техникалық құжаттамада аталған болуы қажет.
      Ескерту. Егер КГТҚ-да ротордың кері авторотациясына рұқсат берілмеген болса, онда ол техникалық құжаттамада аталған болуы қажет.
      1414. Техникалық құжаттамада КГТҚ-ның қалыпты жұмысына кепілдік беретін ену және шығу арналарындағы қысымның жоғалуы, қысымның және ауаны жылытудың рұқсат берілген пульсациясы, КГТҚ-ға кіре берістегі қысымдар мен температуралар өрістерінің біркелкі еместігі бойынша талаптар айтылған болуы қажет.
      1415. КГТҚ-ны жетілдіру тарихы мен оның прототипін немесе аналогын пайдалану тәжірибесін ескере отырып, КГТҚ-ның функционалдық істен шығу себептері мен салдарларына талдау жүргізілуі қажет. КГТҚ-ның конструкциясында, дайындалу технологиясында және техникалық қызмет көрсету жөніндегі құжаттамасында қауіпті зардаптарға әкелуі мүмкін істен шығулар бойынша:
      1) осындай істен шығуларды алдын алу бойынша;
      2) қауіпті зардаптары бар істен шығулардың туындауына әкелуі мүмкін КГТҚ-ның ақаулары мен зақымдарын дер кезінде анықтап жою бойынша арнайы шаралар көзделген.
      Істен шығуларды осылай талдау кезінде талаптардың орындалғандығын көрсету қажет.
      1416. Ұшақта КГТҚ-ның күтілген жинақталуы кезінде олардың бір-бірін ауыстыруы қамтамасыз етілген болуы қажет. Сонымен катар КГТҚ ның жекелеген агрегаттарының немесе конструкциясының басқа элементтерінің орындарын ауыстыруға жол беріледі.
      1417. Істен шығуы қауіпті зардаптарға әкелуі мүмкін КГТҚ-ның детальдары техникалық құжаттаманы пайдалана отырып, осы детальдардың шығарылуы туралы қажетті мәліметтерді алуға болатындай етіп таңбалануы қажет. Осы детальдардың шығарылуына арналған техникалық құжаттамада оларды бақылаудың аса жоғары көлемі көзделген болуы қажет.
      1418. КГТҚ-ның өртке қарсы қорғанышы.
      КГТҚ-да:
      1) өрттің пайда болуы мен таралуының алдын алатын конструктивтік шаралар;
      2) КГТҚ-ның жануы мүмкін болатын бөліктерінде жанармай сұйықтықтары мен олардың буларының жиналуын болдырмас үшін құрғату жұмыстары;
      3) КГТҚ-ны шұғыл ажырату құрылғысы көзделген.
      КГТҚ-да мынадай элементтер отқа төзімді болып немесе жоғары температуралардың әсерінен қорғалып жасалған болуы қажет:
      1) қозғалтқышты ажыратуға байланысты басқару органдарының элементтері;
      2) ішінде отыны, майы немесе олардың булары бар құбырлар немесе ыдыстар (бактар);
      3) өрт кезінде немесе өрттен кейін КГТҚ-ға бақылауды қамтамасыз ету үшін қажетті деп танылған қозғалтқышты ажырату құралдары органдарындағы басқару жүйелерінің және басқа жүйелердің электр өткізгіштері;
      4) өрт кезінде жоғары температуралардың әсерінен бұзылуы КГТҚ орналасқан бөлімге ауаның берілуіне әкелуі мүмкін ауа өткізгіштері.
      КГТҚ жинақталғанда:
      1) май және отын жүйелері агрегаттарын мүмкіндігінше КГТҚ-ның ыстық бөліктерінен тыс жерге орналастыру;
      2) ауаны май жүйесінің суфлирлеу қуыстарынан КГТҚ орналасқан бөлімге жібермей, атмосфераға жіберу көзделген болуы қажет.

205. Еріктік

      1419. КГТҚ детальдарындағы статикалық және динамикалық кернеулер, деформациялар мен түскен салмақтар, сондай-ақ оның ұшаққа ілінген тұсындағы дірілдер және агрегаттардың бекітілуі пайдалану тәжірибесі мен 9.5.2-ге сәйкес жүргізілген арнайы сынақ нәтижелерін ескере отырып, конструкцияның осындай ерекшеліктерінің, қолданылған материалдардың және қабылданған шығару технологиясының кезінде белгіленген көрсеткіштерден аспауы қажет.
      1420. Компрессордың немесе турбинаның жұмыс күрекшесінің үзілуі, сондай-ақ оның үзілуі нәтижесінде (басқа күрекшелердің қирауы, ротор дисбалансының ұлғаюы, температураның жергілікті көтерілуі және т.б.) туындайтын қайталама құбылыстар қауіпті зардаптарға әкелмеуі қажет.
      1421. Қирауы кезінде КГТҚ корпустарының ішіндегі қирандыларын оқшауландыру қамтамасыз етілмеген КГТҚ роторларының дискілері ең жоғары пайдаланушылық және де күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы түсетін механикалық және жылу салмақтарына төтеп беру үшін жеткілікті түрде беріктікке ие болуы қажет.
      1422. Қирауы кезінде КГТҚ-ның корпустары көтере алмайтын роторлардың элементтеріне (дискілер, валдар) технологиялық құжаттамадағы нұсқауларға сай барлық өндіріс кезеңдерінде бұзылмайтын бақылау, оның ішінде әрбір дайындаманың пайдалы бөлігінен кесіп алынған үлгілерінің материалдың механикалық қасиеттерін бақылау жасалуы қажет.
      1423. Істен шығуларды талдау арқылы және қажет болған жағдайда тиісті сынақтар арқылы турбина немесе компрессор валдарының қирауы, олардың айналасындағы детальдарға қатысты ажырауы және жылжуы қауіпті зардаптары бар істен шығуларға әкелмейтіндігі не болмаса мұның мүмкін еместігі көрсетілуі қажет.

206. Материалдар

      1424. КГТҚ жасау үшін қолданылатын материалдар 1421-тармақтың талаптарына жауап беруі қажет.
      1425. Титан қорытпаларынан жасалған компрессорлардың шығару бөлігіндегі детальдар үшін материалдарды таңдау талаптарды ескере отырып жүргізілуі қажет. Титан негізінде жасалған жаңа материалдар үшін КГТҚ конструкциясының үлгілеріне немесе элементтеріне арнайы сынақтар жүргізу арқылы олардың өздігінен жану қасиеттерінің жоқ болуы расталуы қажет.

207. Технология

      1426. КГТҚ шығарудың технологиясы 1421-тармақта баяндалған талаптарға жауап беруі қажет.

208. Ресурстар

      1427. КГТҚ конструкциясы белгілі бір пайдалану уақыты (белгіленген ресурс) аралығындағы пайдалану барысында түсетін салмақтардың қайталана беретін әрі ұшу қауіпсіздігіне қауіп төндіретін әсеріне еш бөлігі бұзылмай шыдайтын болуы қажет.
      КГТҚ-ны»"ұшаққа орнатқанға дейінгі" куәландыру кезінде күтіліп отырған пайдалану жағдайларына сәйкес КГТҚ-ның (оның негізгі детальдарының) бастапқы белгіленген ресурсы мен алғашқы күрделі жөндеуге дейінгі КГТҚ-ның бастапқы ресурсы орнатылады.
      1428. Ресурстар КГТҚ мен оның негізгі детальдарына сынақтар жүргізу арқылы расталады.
      1429. Агрегаттар мен жиынтықтаушы бұйымдардың ресурстары КГТҚ жүйесіндегі оларға жүргізілген сынақтардың, сондай-ақ арнайы қондырғылардағы арнайы сынақтардың негізінде орнатылады.

209. Сенімділігі

      1430. Апаттық жағдайларда қолдану кезінде КГТҚ-ның ұшу барысында іске қосылмай қалу жағдайының болу мүмкіндігі, сондай-ақ оның ұшу барысында іске қосылғаннан кейін өшіп қалу жағдайының болу мүмкіндігі 1*10 -4 -тен аспауы қажет.
      1431. Егер КГТҚ-ның істеген жиынтық жұмысы (сағаттарда немесе қанша рет іске қосылғандығы бойынша есептелген) 9.2.6.1.-дің талаптарын растауға жеткіліксіз болған жағдайда КГТҚ-ның элементтері мен (немесе) функционалдық жүйелерінің эксперимент арқылы анықталған істен шықпауына байланысты көрсеткіштерін есептеу бойынша сенімділігі расталады.
      КГТҚ элементтерінің істен шықпауына байланысты көрсеткіштерін анықтау элементтердің автономдық сынақтары мен ресурстық стендтік және ұшу сынақтары кезінде КГТҚ жүйесіндегі олардың жұмысы барысында істеген жұмысы мен істен шығуының жиынтығы бойынша жүргізілуі қажет.

210. КГТҚ отын жүйесі

      1432. КГТҚ-ның отын жүйесі 1420-тармақтың талаптарына жауап беру қажет.
      1433. Отын форсункаларға КГТҚ-дан (немесе басқа бір энергетикалық құрылғыдан) берілетін жоғары қысымды сорғы (сорғылар) арқылы берілуі қажет. Сорғының толық өнімділігі барлық күтіліп отырған пайдалану жағдайларында КГТҚ-ның қалыпты жұмысы үшін қажетті қуат алудың техникалық құжаттамадағы көзделген ең жоғары мөлшерінен кем болмауы қажет. Екі сорғы болған жағдайда олардың әрқайсысының дербес жетегі болуы қажет; бір сорғының істен шығуы жетекке немесе басқа сорғының сипаттамасына әсер етпеуі қажет.
      1434. Жоғары қысымды негізгі отын сорғысының соратын жолында өткізу және тазалау қабілеттілігі 1420-тармақтың талаптарына сай сүзгі орналастыру қажет.
      1435. КГТҚ қадамдық қозғалтқыштар жұмыс істейтін отындармен іске қосылып жұмыс істеуі қажет.
      1436. Отын сүзгіштерінің конструкциясы:
      1) сүзгі элементі отын ішіндегі судың қатуы нәтижесінде пайда болатын механикалық қоспалармен немесе мұзбен ластанған жағдайда сақтандырғыш өткізу клапаны арқылы қажетті отынның жұмсалуын қамтамасыз етеді. Сүзгі қысымның сүзгідегі ең жоғары өзгеруін білдіретін сигнализатормен жабдықталуы қажет.
      2) механикалық қоспалармен және еркін сумен берілген деңгейде ластанған отында жұмыс істеу барысында сүзгілерді қарап тазалау үшін көзделген ең қысқа мерзім аралығында сүзгіден өткізудің қажетті дәрежесін қамтамасыз етуі қажет.

211. Май жүйесі

      1437. Май жүйесінің агрегаттары мен элементтері 1421-тармақтың талаптарын қанағаттандыруы қажет.
      1438. КГТҚ қадамдық қозғалтқыштар жұмыс істеген майлар маркаларында жұмыс істеуі қажет.
      1439. Толтырылған жүйе кезінде бактағы майдың қажетті қоры:
      1) техникалық құжаттамада аталған майдың сағаттағы жұмсалуына (бірақ сағаттағы алты реттен кем емес жұмсалуына) сай ұшу барысында жұмсалатын май мөлшерінің;
      2) КГТҚ-ның барлық жұмыс режимдерінде ол арқылы майдың тұрақты айналуын қамтамасыз ету үшін қажетті ең төменгі рұқсат берілген май мөлшерінің;
      3) мүмкін болатын салмақтың мөлшерден көп түсуі кезінде КГТҚ-ның реттегіш агрегаттарына беру үшін бактың арнайы бөлігінде қалуы қажет май мөлшерінің;
      4) майалғыштың ойығынан төмен бактың ішіндегі май мөлшерінің жиынтығы арқылы анықталады.
      1440. Май багының:
      1) құю түтігі және бактан майды төгуге арналған, өз-өзіне бақылау жасайтын қысымды үлгідегі краны бар құрылғысы;
      2) майды құю барысында бактың толып кетуін болдырмайтын құрылғысы және көлемі стандартты келген штуцері бар, майды қысым астында жабық дистанциялық құюға арналған клапаны;
      3) құю түтігінің оңай ағытылатын қалпағы;
      4) құю түтігінде 0,2 мм қоспаларды сүзгіден өткізбейтін алынып-салынатын торлы сүзгісі;
      5) бактағы майдың мөлшерін өлшеуге арналған құрылғысы және бактағы майдың ең төменгі рұқсат берілген мөлшерін білдіретін сигнализация құралы;
      6) май толтырылмайтын бактың кем дегенде 20% (ұлғаю) көлемі;
      7) май құйғаннан кейін құю түтігінде және оның жанында май қалдықтарының жиналуын болдырмайтын конструкциясы;
      8) құю түтігінің жанында бактың сыйымдылығы көрсетілген және "май" деп жазылған сөзі бар трафареті;
      9) КГТҚ-ға майдың түсуін және майсыз КГТҚ-ның қысқа уақыт аралық жұмыс істеуіне жол берілмейтін күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы түскен салмақ пен эволюциялар кезінде ішкі қуыстың суфлирленуін қамтамасыз ететін құрылғысы болуы қажет.

212. Салқындату жүйесі

      1441. КГТҚ-ның салқындату жүйесі талаптарды қанағаттандыруы қажет.

213. Реттеу және басқару жүйесі

      1442. КГТҚ-ны реттеу және басқару жүйесі талаптарды қанағаттандыруы қажет.
      1443. КГТҚ күтіліп отырған пайдаланушылық жағдайларында мынадай функцияларды:
      1) КГТҚ-ның іске қосылуы мен ажыратылуын;
      2) барлық режимдерде берілген дәлдіктері кезінде және реттегіш құрылғыларда қолданылатын жұмыс денесінің сыртқы жағдайлары мен температурасының мүмкін болатын өзгеруі кезінде берілген реттеу бағдарламасына сәйкес реттеліп отырған өлшемдердің автоматты түрде ұстап отырылуын;
      3) техникалық құжаттамада айтылған шектерде реттеліп отырған өлшемдерді өзгерте отырып, режимнен режимге бір қалыпты ауысуын;
      4) КГТҚ-ның шектеулі өлшемдерінің тікелей немесе жанама түрде шектелуін қамтамасыз ететін автоматтандырылған реттеу және басқару жүйесімен жарақталуы қажет.

214. Іске қосу жүйесі

      1444. КГТҚ-ны іске қосу жүйесі талаптарға талаптарды қанағаттандыруы қажет.
      1445. Іске қосу жүйесі автоматтандырылған болуы тиіс және мынадай талаптарды:
      1) басқару органына (іске қосу түймешесіне, тумблерге) ықпал ету арқылы іске қосылуы;
      2) қолмен ешқандай қосымша операциялар жасамастан бос жүріс (кіші газ) режиміне КГТҚ шыққанға дейін, автоматты түрде қалыпты іске қосу процесін қамтамасыз етуі;
      3) автоматты түрде өшуі және келесі іске қосылуына автоматты түрде әзірленуі қажет.

215. Ауа алу жүйесі

      1446. Ауа алу жүйесі талаптарды қанағаттандыруы қажет.

216. Мұздануға қарсы жүйе (МҚЖ)

      1447. КГТҚ-ның МҚЖ-сы талаптарды қанағаттандыруы қажет. КГТҚ-ның ұшақтағы күтіліп отырған жинақталуы кезінде МҚЖ-ның КГТҚ-ға қажет еместігі көрсетілсе, ол қолданылмауы мүмкін.

217. Турбинаның қызып кетуінен қорғаныш жүйесі

      1448. КГТҚ-да турбинаның қызып кетуінен қорғайтын автоматты жүйе көзделген болуы қажет. Жүйе КГТҚ-ның рұқсат берілген көрсеткіштен асатын газ температурасында жұмыс істеуіне жол берместен, оның жұмыс істеу қабілетінің жай-күйінің сақталуын қамтамасыз етуі қажет.
      Газ температурасының рұқсат берілген көрсеткіштен асуын болдырмас үшін КГТҚ-ны төмен режимге автоматты түрде ауыстыру немесе оны ажырату қажет.
      1449. Егер жүйенің турбинаның қызып кетуінен қорғануы басқа құралдар немесе әдістер арқылы қамтамасыз етілген болса, онда автоматты жүйенің ажыратылуына жол беріледі және бұл ТЭБ-та айтылған.

218. КГТҚ-ның түйіндері, агрегаттары, аппаратурасы

      1450. КГТҚ-ның жану камерасы 1408-тармақ талаптарын қанағаттандыруы қажет.

219. Гидрожетектер

      1451. КГТҚ-да орнатылған гидрожетектер 1408-тармақ талаптарын қанағаттандыруы қажет.

220. Агрегаттар және олардың жетектері

      1452. КГТҚ-ның агрегаттары мен олардың жетектері талаптарын, ал айнымалы және тұрақты токтың электр генераторлары талаптарға жауап беруі қажет.

221. Бақылау және сигнализациялау аппаратурасы

      1453. КГТҚ-да қолданыстағы Нормативтік-техникалық құжаттамаға сәйкес КГТҚ-ның дұрыс жұмыс істеуіне тексеруді және оның техникалық жай-күйін болжауды қамтамасыз ететін бақылау аппаратурасы орнатылған болуы қажет. Бақыланатын өлшемдердің тізбесі ТЭБ-те аталған болуы қажет.
      1454. КГТҚ-да істен шығуларды бастапқы кезеңдерінде табу үшін және пайдалану барысындағы КГТҚ-ның техникалық жай-күйін анықтау үшін механикалық зақымдарды анықтаудың құралдарымен жарақталуы қажет. Бұл құралдарға:
      1) май жүйесіндегі магниттік тығындар және құрамында темірдің және басқа да металдардың мөлшерін талдауға арналып, ыңғайлы орналасқан майды уақыт өте алып отырудың төгу крандары;
      2) оптикалық, ультрадыбыстық, құйынтокты және басқа да зонд үлгісіндегі приборлардың көмегі арқылы газ-ауа трактысының детальдарын уақыт өте тексеріп отыруға арналған құрылғылар (терезелер, люктар).
      Ескерту. Терезелер мен люктардың мөлшері және орналасуы ТЭБ-те аталған тізбе бойынша компрессор, турбина баспалдақтары жұмыс күрекшелерінің, жану камерасы бетінің және конструкцияның басқа да элементтерінің жай-күйін бағалауға мүмкіндік беретіндей етіп таңдалуы қажет;
      3) техникалық жай-күйді бақылауға және КГТҚ-ның (9.4.4.6) мүмкін болатын істен шығуларды анықтауға арналған датчиктер жатады.
      Ескерту. Датчиктердің тиісті тізбесі ТЭБ-те ұсынылуы қажет.
      1455. Датчиктер КГТҚ-да:
      1) қысым алу нүктесі магистральдың арынды учаскесінде сүзгіден кейін, егер сүзгі жүйеде көзделген болса орналасуы;
      2) оны өлшеуге және реттегіш құрылғыға әсер етуге арналған параметр алу нүктелері тракт учаскесінде өлшеу және реттегіш құрылғыларға бірдей әсер етуді қамтамасыз ететіндей орналасуы;
      3) датчиктердің электр сымдары мүмкін болатын зақымданулардан сенімді қорғалып және зақымданудан қауіпсіз КГТҚ-дағы орындарға орналасуы қажет.
      1456. Бақылау-өлшеу приборларына қарай кететін әрбір магистраль тармақтарының жанында құбырлар қираған жағдайда сұйықтықтың ағып кетуін шектейтін құрылғы көзделу ұсынылады.
      1457. КГТҚ-ны бақылау, реттеу және басқару үшін қажетті аппаратура мен приборлардың тізбесі ұсынылған болуы қажет. Сондай-ақ осы аппаратура мен приборлардың қажетті дәлдік шектері аталған болуы қажет. Осы сияқты аппаратура мен приборлардың көлеміне байланысты олардың рұқсатты мүмкіндігі мен дәлдігі және т.б. ескерілуі қажет.
      1458. КГТҚ-да мына өлшемдердегі:
      1) роторлардың айналыс жиіліктерін;
      2) газ температурасын;
      3) КГТҚ-ға кіре берістегі майдың температурасын өлшеу датчиктері орнатылған болуы қажет.
      Ескерту. КГТҚ-да қажетті деп танылған өлшемдердің қосымша өлшеулері жүзеге асырылуы мүмкін.
      КГТҚ-да оның істеген жұмысын объективті есептеуге арналған құрылғы көзделген болуы қажет.
      1459. КГТҚ:
      1) майдың ең төмен қысымын;
      2) май багындағы майдың ең төмен қалдығын;
      3) отын сүзгісіндегі рұқсат берілген ең жоғары отын қысымының өзгеруін;
      4) ротор (роторлар) айналысының рұқсат берілген ең жоғары жиілігін;
      5) газдың ең жоғары температурасынан асуын;
      6) дірілдердің рұқсат берілген деңгейден асуын білдіретін қажетті сигнализациялау құрылғыларымен жарақталуы қажет.
      Ескерту. Егер қажетті деп танылған жағдайда, басқа да сигнализаторлар орнатылуы мүмкін.
      1460. КГТҚ-да орнатылған сигнализация құралдары қосылған кездегі экипаждың іс-қимылдары бойынша ұсынымдар ТЭБ-қа енгізілуі қажет.

222. Құбырлар, ажыратқыштар, жалғаулар

      1461. КГТҚ-да қолданылатын құбырлар, ажыратқыштар және жалғаулар 1408-тармақтағы талаптарды қанағаттандыруы қажет.

223.»"Ұшаққа орнатқанға дейінгі" куәландыру кезінде
КГТҚ-ны сынақтан өткізу

      1462. "Ұшаққа орнатқанға дейінгі" куәландыру кезінде КГТҚ және оның детальдары мынадай стендтік сынақтардан:
      1) арнайы сынақтардан;
      2) сағаттық сынақтардан;
      3) ресурстарды орнықтыру бойынша сынақтардан қанағаттанарлық дәрежеде өтуі қажет.
      1463. КГТҚ-ны куәландыру кезіндегі барлық стендтік сынақтар нәтижесін бағалау үшін КГТҚ-ның жетілдіру тарихын ескеру қажет.
      1464. Қажетті үйлесімі шегіндегі сынақтар кезінде мынадай өлшемдер өлшенуі қажет:
      1) барометрлік қысым, атмосфералық температура мен ылғалдылық;
      2) КГТҚ-ға кіре берістегі тежелген ауа ағынының қысымы;
      3) КГТҚ-ға кіре берістегі тежелген ауа ағынының температурасы;
      4) турбокомпрессор мен еркін турбина (егер ол бар болса) роторлары айналысының жиіліктері;
      5) компрессордан шыға берістегі тежелген ауа ағынының қысымы мен температурасы;
      6) турбинаның арт жағындағы тежелген газ ағынының температурасы;
      7) отын шығыны;
      8) алынатын және қайта жіберілетін ауаның шығыны;
      9) КГТҚ-дан алынатын ауаның қысымы мен температурасы;
      10) КГТҚ-ға кіре берістегі отынның қысымы мен температурасы;
      11) отын коллекторы форсункаларының алдындағы отын қысымы;
      12) КГТҚ-ның май жүйесіндегі майдың қысымы;
      13) КГТҚ-ға кіре берістегі майдың температурасы;
      14) КГТҚ-дан шыға-берістегі майдың температурасы;
      15) майдың айдалуы;
      16) май шығыны;
      17) КГТҚ корпустарының дірілі;
      18) КГТҚ компрессорының реттелетін элементтерінің қалпы;
      19) электр генераторларға түсетін салмақтың тогы;
      20) электр генераторлардың клеммаларындағы кернеу;
      21) электр генераторлар алдындағы салқындататын ауаның қысымы;
      22) электр генераторларға дейінгі және кейінгі салқындататын ауаның температурасы;
      23) электр генераторлар щеткалары мен корпустарының температурасы.
      Ескерту. КГТҚ-ның, оның жүйелерінің немесе сынақ түрлерінің ерекшеліктеріне байланысты аталған өлшеу өлшемдерінің тізбесі өзгеріп отыруы мүмкін.
      1465. 150 сағаттық стендтік сынақтар мен ресурстық сынақтарға арналған КГТҚ-ның жинақталуы мемлекеттік сынақтарға арналған КГТҚ-ның жинақталуына толық сай болуы қажет. Арнайы сынақтарға арналған КГТҚ жинақталуының мемлекеттік сынақтарға арналған КГТҚ-ның жинақталуына ұқсастығы ең болмағанда тексеріліп жатқан КГТҚ сипаттамалары мен қасиеттеріне әсер ете алатын конструкция элементтері бойынша сақталу қажет.
      Егер КГТҚ-ның конструкциясында ауа алғыш көзделген болса, КГТҚ-ның 150 сағаттық стендтік сынақтары оның ауа алғышымен жүргізілуі қажет. КГТҚ орналасқан бөлімнің оның параметрлеріне, компрессор жұмысының орнықтылығына, күрекшелердің діріл кернеулеріне әсері арнайы сынақтар кезінде ескерілуі қажет. Арнайы сынақтар компрессорға кіре берістегі (бөлімді елестететін орында) ауа ағынының күтіліп отырған ұшу наразылықтарын бейнелей отырып жүргізілуі қажет. Сынақтар штаттық шығу құрылғысымен жүргізілуі қажет. Қажет болған жағдайларда конструкциясы өзгеше келген шығу құрылғысын қолдануға болады.
      1466. КГТҚ компрессорына түсіп тұратын атмосфералық ауаны ылғалдайтын жасанды құралдар арнайы алдын-ала келісілген жағдайларда болмаса, қолданылмауы қажет.
      1467. Сынақтарда КГТҚ-ға арналған техникалық құжаттамадағы отын мен май қолданылуы қажет. КГТҚ-ны отынмен және маймен қуаттандырудың стендтік жүйелері КГТҚ-ның штаттық құралдарында көзделген, отын мен майды тазалауды қамтамасыз ететін сүзгілермен жабдықталған болуы қажет.
      1468. Егер, отын мен майдың әр түрлі маркалары қадамдық қозғалтқыштарында қолданылатын бірнеше ұшақ үлгілерінде КГТҚ-ның қолданылуы күтіліп отырса, онда КГТҚ-ның барлық арнайы стендтік сынақтарын отын мен майдың бірдей маркаларында жүргізуге болады. КГТҚ-ның отын мен майдың басқа маркаларында жұмысы ұзақ сынақтар арқылы, сондай-ақ отын мен майдың физикалық-химиялық қасиеттерінен шыға отырып, қажетті деп танылған арнайы сынақтар арқылы тексерілуі қажет.
      1469. Егер нақты сынақтарға қойылатын талаптарда өзге еш нәрсе айтылмаған болса, сынақтар кезінде КГТҚ-ға арналған барлық реттегіштер орнатылған болуы қажет. Регуляторлардың бабына келтіру элементтерін әрбір сынақ алдында реттеп отыру қажет. Жасалған реттеу осы сынақтың аяғына дейін және барлық тексеру орындалғанға дейін өзгертілмеуі қажет.
      1470. Сынақтар кезіндегі стендтің барлық жүйелерінің жинақталуы (құбырлардың көлемі мен конфигурациясы, электр сымдарының сипаттамалары, сүзгіден өткізудің сызбасы, жүйелердің сыйымдылықтары және т.б.) осы элементтерге байланысты КГТҚ-ның күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы бейнеленуін қамтамасыз етуі қажет.
      1471. 150 сағаттық сынақтардың реттелетін процесінде тек КГТҚ-ға қалыпты қызмет көрсетуге және шағын жөндеу жұмыстарына ғана рұқсат беріледі. Егер, әдеттен тыс, едәуір жөндеу немесе детальдарды ауыстыру жұмыстарына жүгінуге рұқсат беру болады деп танылған жағдайда, онда қосымша сынақтар өткізу қажет. Бұл қосымша сынақтардың мазмұны мен талаптары жүргізілген жөндеу жұмыстарының немесе детальдарды ауыстыру жұмыстарының сипаты мен көлеміне байланысты анықталады.
      Ескерту. Сынақ стендін қоршаған ортадан КГТҚ-ның ішіне шаң мен лай жиналған жағдайларда, 150 сағаттық сынақтың кейбір кезеңдерінде КГТҚ-ны бөлшектеместен КГТҚ трактысын шаюға жол берілуі мүмкін.
      1472. Көрсеткіштері атмосфералық жағдайларға тәуелді, КГТҚ-ның сынақтары кезінде өлшенген өлшемдер берілген деректермен салыстыру үшін СА-ға келтірілуі қажет.
      1473. КГТҚ-ның сынақтары кезінде өлшенген:
      1) КГТҚ арқылы өтетін ауа шығыны мен алынатын ауа шығынының шамасы;
      2) компрессор турбинасының ротор айналысы жиілігі мен еркін турбина (егер ол бар болса) арқылы қозғалысқа келтірілетін қосымша компрессор айналыс жиілігінің шамасы;
      3) алынатын ауа қысымының шамасы;
      4) алынатын ауа температурасының және турбинаның арт жағындағы газ температурасының шамасы;
      5) отынның сағат бойынша шығынының шамасы.
      1474. КГТҚ үлгілеріндегі, олардың реттеу жүйелеріндегі, стенд конструкцияларындағы айырмашылықтар және нақты КГТҚ-ға арналған осындай формулаларға түзетулер СА талаптарына өлшенген шамаларды келтіру әдістеріне түзетулер енгізуі мүмкін. СА талаптарына келтіру үшін, сондай-ақ КГТҚ үлгілерін, олардың реттеу жүйелерін, стенд конструкцияларын ескере отырып, есептеліп жасалған номограммалар немесе келтіру графикалары қолданылуы мүмкін.
      1475. Егер кез келген сынақтардың нәтижесінде немесе жүргізілген модификациялаудың нәтижесінде конструкцияға қандай да болмасын өзгеріс енгізілетін болса, онда енгізілген өзгеріс әсер етуі мүмкін барлық аяқталған сынақтар қайтадан өтуі қажет.
      1476. 224-тараумен регламенттелетін арнайы сынақтар аяқталғаннан кейін, осы сынақтар жүргізілген КГТҚ мен оның агрегаттарына сынақтардың бағдарламасында немесе әдістемесінде аталған көлемде дефектация жүргізілуі қажет.

224. Арнайы стендтік сынақтар

      1477. КГТҚ мен оның детальдары қанағаттанарлық дәрежеде мынадай:
      1) КГТҚ корпустарының беріктігін, қатаңдығын, тіреу мүмкіндігін және циклдық ұзақтығын тексеру бойынша;
      2) КГТҚ-ның діріл сипаттамаларын анықтау бойынша;
      3) турбина алдындағы газ температурасының және роторлар айналысы жиіліктерінің ("ыстық сынақтар") пайдалану барысында мүмкін болатын ең жоғары көрсеткіштері кезінде КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру бойынша;
      4) КГТҚ-ның газды динамикалық орнықтылығының жеткілікті қорын тексеру бойынша;
      5) КГТҚ компрессоры мен турбинасы күрекшелерінің қирау салдарларын анықтау бойынша;
      6) КГТҚ МҚЖ-сының тиімділігін тексеру бойынша;
      7) жер жағдайларында қоршаған ауаның әр түрлі температурасындағы КГТҚ-ның іске қосылу қасиеттерін тексеру бойынша;
      8) ауа алғашқы бөгде заттардың түсуі кезіндегі КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру бойынша;
      9) КГТҚ роторларының беріктігін тексеру бойынша;
      10) турбина алдындағы газ температурасының артуы кезіндегі КГТҚ роторларын тексеру бойынша;
      11) жоғары айналыс мезеті кезіндегі еркін турбиналы КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру бойынша;
      12) КГТҚ-ның отын жүйесі мен автоматты реттеу жүйесін тексеру бойынша;
      13) ротордың ең жоғары айналыс жиілігінен асқан кезіндегі КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру бойынша;
      14) КГТҚ редукторларының беріктігін тексеру бойынша;
      15) КГТҚ біліктерінің беріктігін тексеру бойынша;
      16) термобарокамерадағы КГТҚ-ның биіктікте іске қосылуын тексеру бойынша;
      17) помпаж кезіндегі КГТҚ-ның қорғаныш құралдарын тексеру бойынша;
      18) турбинаның қызып кетуінен қорғаныш жүйелерін тексеру бойынша;
      19) КГТҚ конструкциясының негізгі элементтерін термоөлшеу бойынша;
      20) КГТҚ-ның гидравликалық және пневматикалық коммуникация элементтерінің герметикалығы мен беріктігін тексеру бойынша;
      21) КГТҚ жану камерасының жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру бойынша;
      22) КГТҚ май жүйесінің сипаттамаларын анықтау бойынша;
      23) КГТҚ-ның биіктік-жылдамдық сипаттамаларын анықтау бойынша;
      24) КГТҚ роторларының сырғақ (подшипник) тіректерін тексеру бойынша;
      25) КГТҚ бақылау жарамдылығының деңгейін тексеру бойынша арнайы сынақтардан өтуі қажет.
      Барлық сынақтар әрбір нақты КГТҚ-ға арналып әзірленген бағдарламалар бойынша жүргізілуі қажет және 150 сағаттық сынақтарға ұсынылған КГТҚ-да да, сондай-ақ КГТҚ-ның басқа бір данасында да орындалуы мүмкін.
      1478. КГТҚ корпустарының беріктігін, қатаңдығын, тіреу мүмкіндігін және циклдық ұзақтығын тексеру.
      1479. КГТҚ-ның діріл сипаттамаларын анықтау.
      1480. Турбина алдындағы газ температурасының және роторлар айналысы жиіліктерінің ("ыстық сынақтар") пайдалану барысында мүмкін болатын ең жоғары көрсеткіштері кезінде КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      Егер жүргізілген 150 сағаттық сынақтар барысындағы ең жоғары режимде алынған көрсеткіштерінен қалыпты пайдалану жағдайларында газ температурасының ең жоғары көрсеткіштері 20 о С-қа және КГТҚ роторлар айналысы жиіліктерінің ең жоғары (ең ұзақ) көрсеткіштері 1%-ға артқан болса»"ыстық сынақтарды" жүргізу қажет.
      "Ыстық сынақтардың" ұзақтығы кем дегенде 75 сағат құрауы қажет, ал газ температурасы мен айналыс жиілігінде ең жоғары мүмкін болатын пайдалануы барысындағы істеген жиынтық жұмысы осы КГТҚ-ның 150 сағаттық сынақтары үшін белгіленген ең жоғары және ең ұзақ режимдеріндегі істеген жиынтық жұмысына тең болуы қажет.
      Пайдалануы барысындағы ең жоғары мүмкін болатын газ температурасы мен роторлар айналысы жиілігі күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы сыртқы ауаның температурасын, отын шығынына арналған рұқсаттарды, аэродромдардың орналасу биіктігін, КГТҚ-ға кіре-берістегі ауа ағынының мүмкін болатын біркелкі еместігін ескере отырып есептелген КГТҚ-ның биіктік-жылдамдық сипаттамалары бойынша анықтау қажет.
      1481. КГТҚ-ның газды динамикалық орнықтылығының жеткілікті қорын тексеру.
      Қалыптасқан режимдердегі және ауыспалы процестер кезіндегі сынақтар арқылы (іске қосу, кіші газдан бос жүріске ауысу, түскен салмақтың өзгеруі) КГТҚ-ның компрессорында және еркін турбинамен (егер ол бар болса) қозғалысқа келтірілетін қосымша жетекті компрессорда күтіліп отырған пайдалану жағдайларында помпаждың туындамайтыны және газды динамикалық орнықтылығының жеткілікті қоры қамтамасыз етілетіндігі көрсетілген болуы қажет.
      1482. КГТҚ компрессоры мен турбинасы күрекшелерінің қирау салдарларын анықтау.
      1483. Компрессор мен турбина күрекшелерінің қирау салдарларын анықтау бойынша сынақтар талаптарға сай жүргізілуі қажет.
      1484. Сынақтар өткізу барысында компрессордың немесе турбинаның жұмыс дөңгелегінен айналыс жиілігінің ең жоғары мүмкін болатын пайдалануы барысында түбір қимасындағы бір күрекше бөлінуі қажет. КГТҚ күрекше бөлінгеннен кейін талдау арқылы белгіленген өзгермейтін жұмыс режиміндегі белгілі бір уақыт аралығында кем дегенде 15 с немесе өзі өшкенге дейін жұмыс істеуі қажет.
      1485. КГТҚ МҚЖ-сының тиімділігін тексеру.
      КГТҚ МҚЖ-сының тиімділігін тексеру 1420-тармақтың талаптарына сай жүргізілуі қажет.
      КГТҚ МҚЖ-сының тиімділігі мынадай режимдерде:
      1) кіші газ (егер ол бар болса) режимінде;
      2) бос жүріс режимінде;
      3) ең ұзақ режимде;
      4) бағдарламада аталған басқа да қалыптасқан режимдерде тексерілуі қажет.
      Жер жағдайларында жұмыс істеп тұрған КГТҚ МҚЖ-сын режимдердің әрқайсында сынау ұзақтығы:
      1) температураға, сулы болуына және тамшылардың диаметріне сай болатын мұздану жағдайларында 30 минут;
      2) температураға, сулы болуына және тамшылардың диаметріне сай болатын мұздану жағдайларында 5 минут.
      Сынау уақыты осы режим үшін ТЭБ-та көрсетілген үздіксіз жұмыс уақытынан аспауы қажет.
      Ескерту. Әрқайсысы 5.9.2 мен 5.9.3-те аталған температуралар үшін белгіленген тұрақты сулы болуы кезінде жүргізілетін бірнеше сынақтар жүргізуге жол беріледі. Осы тармақтың орындалу тәртібі мен реттілігі сынақтардың бағдарламасында көрсетілу қажет.
      Кіші газ бен бос жүріс режимдерінде қозғалтқышты тексеру аяқталған соң, минус 10 о С-тан 0 о С-қа дейінгі температуралар диапазонында және келтірілген сулы болуының шамасында режимдері өзгерген кездегі (кіші газдан бос жүріске және бос жүрістен ең ұзақ және ең жоғары режимдерге ауысқанда) КГТҚ-ның жұмысына тексеру жүргізілген болуы қажет. Тексерулердің саны сынақтар бағдарламасында көрсетілген болуы қажет.
      КГТҚ МҚЖ-сы мен ауа алғыш МҚЖ-сының іске қосылуы кешіккен кезде КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру стендтік сынақтардағы кіші газ немесе бос жүріс режимдерінде және мұздану жағдайларындағы сынақтар бағдарламасында көзделген басқа да қалыптасқан режимдерде жүргізілуі қажет.
      Штаттық мұздану сигнализаторларының қосылу мезетіне қатысты аталған МҚЖ-ның іске қосылуының кешігуі бір минут құрауы қажет.
      Ескерту. Егер, ұшақта осылай жинақталғанда ауа алғыштан бөлінген мұз кесектерінің КГТҚ-ға тиюі мүмкін емес деп көрсетілсе, ауа алғыш МҚЖ-сының іске қосылуының кешігуіне байланысты тексеру жүргізілмейді.
      1486. Жер жағдайларында қоршаған ауаның әр түрлі температурасындағы КГТҚ-ның іске қосылу қасиеттерін тексеру.
      Жер жағдайларында қоршаған ауаның әр түрлі температурасындағы КГТҚ-ның іске қосылу қасиеттерін тексеру талаптарға жауап беруі қажет.
      КГТҚ-ның іске қосылуын тексеру бойынша жүргізілген сынақтар арқылы:
      1) қуат көздерінің өлшемдеріндегі мүмкін болатын шектен шығу ауытқуларын ескере отырып, борттық қуат көзінен болсын, сондай-ақ аэродромдық қуат көздерінен болсын КГТҚ-ны іске қосу жүйесі жұмысының жеткілікті сенімді екендігі;
      2) іске қосуды қамтамасыз ету үшін отын аппаратурасын бірыңғай реттеудің жеткілікті екендігі көрсетілген болуы қажет.
      Ескерту. Реттелуі бірыңғай болып келетін іске қосуды тексеру барысында отын реттегіш аппаратураға техникалық жағдайлармен белгіленетін отын шығыны кезіндегі КГТҚ-ның қалыпты іске қосылу мүмкіндігі расталған болуы қажет.
      1487. Ауа алғышқа бөгде заттардың түсуі кезіндегі КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      Ауа алғышқа бөгде заттардың түсуі кезіндегі КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру талаптарды ескере отырып, келісілген бағдарлама бойынша жүргізілуі қажет. Егер, күтіліп отырған пайдалану жағдайларында бөгде заттардың ауа алғышқа түсуі мүмкін емес деп көрсетілсе, онда ауа алғышқа бөгде заттардың түсуіне байланысты сынақ жүргізілмейді.
      1488. КГТҚ роторларының беріктігін тексеру.
      Ротор мен оның жекелеген детальдарының шағын циклдық қажуын және ұзақ уақытқа арналған беріктігін тексеру баламалы-циклдық сынақтардың бағдарламалары бойынша КГТҚ-да немесе арнайы жабдықталған үдемелі стендіде жүргізілуі қажет.
      1489. Турбина алдындағы газ температурасының артуы кезіндегі КГТҚ роторларын тексеру.
      Турбина алдындағы газ температурасының артуы кезіндегі КГТҚ роторларын тексеру ең жоғары айналыс жиілігі мен турбина алдындағы газдың, егер КГТҚ-да ең жоғары режим көзделмеген болса, ең жоғары немесе ең ұзақ режимдерге сай болатын, ең жоғары температурадан кем дегенде 45 о С асатын температурасы кезінде 5 минут ішінде сынақ арқылы жүргізілуі қажет.
      Сынақтардан кейін КГТҚ роторларының жай-күйі олардың одан әрі қарай пайдалану жарамдылығын растауы қажет. Біреуден артық роторы бар КГТҚ-ның әрбір роторы турбина алдындағы газдың тиісті жоғары температурасы кезінде сынақтан өтуі қажет. Егер, осы сынақтардың температуралық және уақыттық факторларының турбинаның ыстық детальдарына әсері бойынша талаптары әлдеқайда қатаңдау екендігі немесе ең болмағанда аталған талаптарға барабар екендігі көрсетілетін болса, онда бұл сынақты ауыстыруға немесе аталған екінші сынақпен біріктіруге болады.
      1490. Жоғары айналыс мезеті кезіндегі еркін турбиналы КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      Еркін турбиналы КГТҚ не еркін турбинаның білігіндегі ең жоғары рұқсат берілген айналыс мезеті кезінде, не берілген ең жоғары айналыс мезетінен (қайсысы үлкен соған байланысты) 3% асатын айналыс мезеті кезінде сынақтан өтуі қажет.
      Жоғары айналыс мезеті кезінде өтетін сынақтар 9.5.3-пен регламенттелетін 150 сағаттық сынақтардың бір бөлігі ретінде жүргізілуі мүмкін. Егер осы сынақтарды алмастыратын басқа эксперименттерден алынған дәлелдер ұсынылған болса, онда сынақтарды жүргізбесе де болады. Мұндай дәлелдер тұтас алғанда КГТҚ сынақтарының нәтижелерінен немесе оның элементтерінің жекелеген топтарына жүргізілген, оларға тең бағаланатын сынақтардан алынуы мүмкін.
      Сынақтар еркін турбина білігіндегі талап етілетін жоғары айналыс мезетін алуға мүмкін болатын режимдегі және еркін турбина ротор айналыс жиілігінде осындай айналыс мезетімен мүмкін болатын режимдегі КГТҚ-ның жұмысы барысында тежегіш құрылғымен жабдықталған стендте өткізілуі қажет. Егер ең жоғары айналыс жиілігі кезінде жоғары айналыс жиілігіне жетпеген жағдайда, онда сынақты осындай айналыс мезетін алуға мүмкін болатын айналыс жиілігінде жүргізу қажет. Еркін турбинаға кіре берістегі газ температурасы ең жоғары немесе ең ұзақ режимдердің қайсысында газ температурасы үлкен болуына байланысты осы режимдердің ең жоғары температурасына тең болуы қажет, ал КГТҚ-ға кіре берістегі майдың температурасы еркін турбина сырғақтарының аса ауыр жұмыс жағдайларынан шыға отырып орнатылған болуы қажет. Жоғары айналыс мезеті кезіндегі сынақтар:
      1) ең ұзақ режим қуатының шамамен 75%-на сәйкес келетін режиміндегі КГТҚ-ның 5 минут бойы үздіксіз жұмысынан;
      2) режимдердің бірінде КГТҚ-ның 15 минут бойы жұмысынан (үздіксіз циклдар арқылы әрқайсысы ұзақтығы кем дегенде 3 минут) құралуы қажет.
      Сынақтар барысында өлшемдер, сондай-ақ еркін турбина сырғақтарының температурасы өлшену қажет.
      Егер сынақтардан кейін детальдардың дефектациясы олардың одан әрі қарай жарамдылығын растайтын болса, сынақ нәтижелері қанағаттанарлық деп танылады.
      1491. КГТҚ-ның отын жүйесі мен автоматты реттеу жүйесін (АРЖ) тексеру.
      КГТҚ-ның отын жүйесі мен АРЖ-сын тексеру талаптарға сәйкес жүргізілуі қажет.
      Күтіліп отырған пайдалану жағдайларында техникалық құжаттамасында аталған КГТҚ-ға кіре берістегі отынның тазалану дәрежесі, ең жоғары және ең төмен қысымдары мен температуралары кезінде КГТҚ отын жүйесінің жұмыс істеу мүмкіндігін растайтын сынақтар жүргізілуі қажет. КГТҚ-ның отын жүйесі мен АРЖ-сының жұмыс істеу мүмкіндігі, бейін үлгісі бойынша кем дегенде ең ұзақ ұшу уақтысының жартысына тең болатын уақыт аралығында, отын сүзгісінде отын тазалағыш жоқ болған жағдайда сақтала беретіндігі көрсетілген болуы қажет. Барлық сынақтар жекелеген агрегаттарда, жүйелерде немесе КГТҚ-да жүргізілуі мүмкін.
      КГТҚ-ға күрт салмақ түскен кездегі, сондай-ақ рұқсат берілген шектен аспаса да түскен салмақты, КГТҚ мен оның АРЖ-сының жұмыс істеу мүмкіндігін айқындайтын реттелетін өлшемдердің тербелісін немесе ақсауларын күрт алып тастаған кездегі автоматты реттеу жүйесі агрегаттарының жұмыс істеу мүкіндігі расталған болуы қажет.
      1492. Ротордың ең жоғары айналыс жиілігінен асқан кезіндегі КГТҚ-ның жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      Пайдалану барысында мүмкін болатын берілген ең жоғары ротор (роторлар) айналысы жиілігінің қысқа уақыт аралық асуы жағдайында КГТҚ жұмыс істеу мүмкіндігін растау үшін ең жоғары айналыс жиілігінің 103%-на тең болатын айналыс жиілігі кезінде арнайы сынақтар жүргізілген болуы қажет. Айналыс жиілігі осындай (103%) режимде істеген жиынтық жұмыс КГТҚ-ны бос жүріс режиміндегі 2,5 мин бойы циклдер арасында ұстай отырып циклдары үздіксіз 3 мин жүретін 15 мин құрауы қажет.
      Сынақтар пайдалану барысында турбинаның алдындағы рұқсат берілген ең жоғары газ температурасы мен КГТҚ-ға кіретін майдың ең жоғары температурасы кезінде жүргізілуі қажет. Қажетті газ температурасын алу үшін, мысалы, сопло аппараттарының өткізу қималарын өзгертуге жол беріледі. Егер отын шығынына байланысты шектеулер салдарынан қажетті айналыс жиілігі турбина алдындағы ең жоғары емес температура кезінде жасалса, онда сынақтар сынау үшін қажетті айналыс жиіліктерін қамтамасыз ететін турбина алдындағы ең жоғары газ температурасы кезінде жүргізілуі қажет.
      Бірнеше роторы бар КГТҚ-дағы әрбір ротор осы ротордың тиісті ең жоғары айналыс жиілігін асыра отырып тексеріледі.
      Егер төмендегі жайттар көрсетілген болса, сынақ нәтижелері оң бағаланады:
      1) ротор (роторлар) ең жоғары айналыс жиілігінен асқан кезде қауіпті зардаптарға әкелетін істен шығуларға еш негіз жоқ болса;
      2) сынақтан өткен КГТҚ детальдарының дефектациясы олардың одан әрі қарай пайдалану мүмкіндігін растайтын болса.
      1493. КГТҚ редукторларының беріктігін тексеру.
      Бұзылуы қауіпті зардаптары бар істен шығуларға әкелуі мүмкін КГТҚ редукторлары элементтерінің (іске қосу құрылғысының, агрегат жетектері қораптарының) беріктігі сынақтар арқылы тексерілген болуы қажет. Редуктор элементтерінің (тісті берілістердің, біліктердің, шлицель қосылыстарының, муфталардың) беріктігін тексеру ең жоғары айналыс мезеті кезінде немесе пайдалану барысында мүмкін болатын аса үлкен сындық салмақ түскен кезде жүргізілуі қажет.
      Сынақтар кезінде пайдалану барысындағы аталған түскен салмақтардың ресурс ішіндегі әсер уақыты бейнеленген болуы қажет.
      Егер редукторлар конструкциясының жекелеген элементтеріне түсетін салмақтар ең жоғары айналыс мезеті кезінде әсер ететіндерден айырмашылығы болатын болса, онда осы элементтерге түсетін аса салмақтардың ресурс ішіндегі әсерін бейнелей отырып қосымша тексерулер енгізу қажет.
      Редукторлардың беріктігі:
      1) редукторлардың стендтік сынақтарындағы;
      2) КГТҚ-ның 150 сағаттық стендтік сынақтарындағы;
      3) баламалы-циклдық сынақтардың бағдарламасы бойынша КГТҚ-мен жинақтала отырып редукторлардың стендтік сынақтарындағы көрсеткен қанағаттанарлық нәтижелері арқылы расталуы қажет.
      Егер сынақтардан кейін редукторлардың детальдарында олардың одан әрі қарай пайдалануына кедергі келтірмейтін ақаулар жоқ болса, сынақ нәтижелері қанағаттанарлық деп танылады:
      1) жол берілмейтін тозулар, қажалулар, жамаулар және басқа да түйіндесу беттерінің ақаулары;
      2) жүгіру жолдарының жиырылуы, сепараторлардың бұзылуы, және сырғақтардың басқа да жол берілмейтін зақымдары;
      3) конструкцияның тіреу детальдарындағы сызаттар;
      4) негізгі қадам қателіктеріндегі және тісті қосылыстардың эвольвентограммасындағы жол берілмейтін ауытқулар және т.б.
      1494. КГТҚ біліктерінің беріктігін тексеру.
      Роторлар біліктерінің және агрегат жетектері біліктерінің беріктігі біліктердің ең аса ауыр жұмыс режимі үшін анықталған болуы қажет және мына:
      1) ротор біліктерінің діріл жай-күйін зерттеу;
      2) арнайы сынақтардың нәтижелерін талдау және істен шығуларды талдау;
      3) КГТҚ-ның 150 сағаттық стендтік сынақтары кезінде біліктердің беріктігін және жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру;
      4) КГТҚ-ның осы үлгісін жетілдіру және тәжірибелік пайдалану немесе конструкциясы ұқсас басқа КГТҚ-ны пайдалану процесінде байқалған істен шығулардың салдарларын талдау негізінде расталған болуы тиіс.
      Ротор біліктерінің діріл салмақ түсуі кіші газдан (немесе бос жүрістен) ең ұзақ және ең жоғарыға дейінгі КГТҚ-ның барлық жұмыс режимдерінің диапазонындағы оның стендтік сынақтары кезінде тензоөлшеу арқылы анықталу қажет.
      Беріктік талаптары бойынша айнымалы кернеу деңгейіндегі аса жоғары режимдерді анықтаған жағдайда біліктің шыдамдылық шегін анықтау мақсатында оның беріктігінің қажуына сынақ жүргізу қажет.
      Біліктердің қажуына байланысты сынақтарды ұшу барысында оларға түсетін салмақтардың жиынтығы кезінде жүргізу қажет. Жекелеген жағдайларда сынақтар үшін біліктің беріктігін айқындайтын негізгі түсетін салмақ таңдалуы мүмкін. Басқа түсетін салмақтардың беріктіктің қажуына әсері есептеу арқылы бағалануы мүмкін.
      1-ескерту. Салмақ түсіру және температура циклы ассиметриясының әсеріне білік материалының шыдамдылық шегінің көрсеткішіне түзетулер үлгілерді зерттеу нәтижесінде енгізілуі мүмкін.
      2-ескерту. Жекелеген жағдайларда біліктің шыдамдылық шегі конструкциясы ұқсас біліктерді сынау (нәтижелері) арқылы бағалануы мүмкін.
      1495. Термобарокамерадағы КГТҚ-ның биіктікте іске қосылуын тексеру.
      Термобарокамерада КГТҚ-ны іске қосылу құрылғысы бар роторды айналдыра отырып, отын аппаратурасының бірыңғай реттеуімен биіктікте іске қосудың шекаралары тексерілген болуы қажет. Қалыпты іске қосу аралығын анықтау үлкен істеген жұмысы бар (мысалы, ұзақ сынақтардан кейін) КГТҚ-да жүргізілуі қажет. Сынақтар арқылы отын шығынын реттеу шегі бойынша жеткілікті қоры бар КГТҚ-ның қалыпты іске қосылу мүмкіндігі расталу қажет.
      1496. Помпаж кезіндегі КГТҚ-ның қорғаныш құралдарын тексеру.
      Егер КГТҚ помпаж кезіндегі қорғаныш жүйесімен жабдықталған болса, онда жүйенің жұмысын тексеру бойынша сынақтар талаптарға сәйкес жүргізілген болуы қажет.
      1497. Турбинаның қызып кетуінен қорғаныш жүйесін тексеру.
      Турбинаның қызып кетуінен қорғаныш жүйесінің іске қосылу сенімділігін растау үшін, қорғаныш жүйесі жұмысқа кірісуі қажет режимдерде турбинаның алдындағы газ температурасының көтерілуін имитация жасау арқылы көрсетіп арнайы сынақ жүргізу қажет.
      Статистика және сынақтар арқылы турбинаның қызып кетуінен қорғаныш жүйесінің жалған іске қосылуы күмәнді екендігі көрсетілуі қажет.
      1498. КГТҚ конструкциясының негізгі элементерін термоөлшеу.
      Детальдарды термоөлшеу бойынша сынау талаптар мен ережелерге сәйкес жүргізілуі қажет.
      Негізгі детальдардың температурасын анықтау үшін және қалыптасқан режимдерде және айнымалы процестерде осы элементтердің конструкцияларының қауіпті жергілікті қызып кетулері жоқ екендігін бағалау үшін компрессорға, жану камераларына, турбиналарға, шығу құрылғысына және біліктерге термоөлшеу жүргізу қажет.
      Термоөлшеуге жататын детальдардың нақты тізбесі сынақтар бағдарламасы арқылы белгіленеді. Міндетті түрде термоөлшеуге жататындар:
      1) компрессор бойынша - корпустар, дискілер және соңғы сатылардың басқа элементтері (сынақтар бағдарламасымен нақтыланады);
      2) жану камерасы бойынша - қаптама, алғышөп бөліктері мен қыздыру құбырларының қабырғалары;
      3) турбина бойынша - сопло аппараттарының күрекшелері, сопло аппараттарының білезіктері, әрбір ротор сатысының жұмыс күрекшелері, дискілер, турбина роторларының тіреулері, корпус және турбина күрекшелері арасындағы беріктік пен радиалдық саңылауларды анықтайтын корпус детальдары.
      Қалыптасқан режимдерде детальдардың температураларын және температуралық өрістерді өлшеу КГТҚ-ны қыздырғаннан кейін ТЭБ-қа сәйкес жүргізілуі қажет. Айнымалы процестер кезінде детальдардың температурасын өлшеу қыздырылған және қыздырылмаған КГТҚ-да орындалған болуы қажет.
      1499. КГТҚ-ның гидравликалық және пневматикалық коммуникация элементтерінің герметикалығы мен беріктігін тексеру.
      1500. КГТҚ жану камерасының жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      КГТҚ-ның жұмыс режимдері, сондай-ақ ұшақтың қырынжақтарын, ұшу биіктіктері мен жылдамдықтарын ескере отырып сынақтарды жүргізудің талаптары КГТҚ-ның нақты үлгісін сынау бағдарламасында аталған болуы қажет.
      1501. КГТҚ май жүйесінің сипаттамаларын анықтау.
      Май жүйесін сынау кезінде мынадай жұмыстардың жүргізілуі көзделген болуы қажет:
      1) майдың айдалуы мен майға жылу берілуін анықтау;
      2) КГТҚ бағынан майдың кеткендігін тексеру;
      3) қозғалтқышқа майдың берілуі қамтамасыз етілетіндігін және оның рұқсат берілген қысымдарымен және температураларымен, оның ішінде ТЭБ бойынша (май жүйесінің биіктігі) рұқсат берілген майдың бактағы ең төмен және ең жоғары мөлшері кезіндегі сорылуын тексеру;
      4) ең ұзақ ұшу уақытының жартысы аралығында жұмыс үшін бактағы майдың және ондағы май қорының жеткілікті көлемде екендігін және 1420-тармақта берілген талаптарға май шығынын сәйкестігін тексеру;
      5) маймен жуылатын май жүйесінің негізгі детальдары мен КГТҚ детальдарын термоөлшеу;
      6) КГТҚ-ның газ-ауа трактысына майдың ағып кетпеуін тексеру;
      7) теріс температура жағдайларындағы КГТҚ-ны іске қосу кезінде жүйенің жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру;
      8) бактағы рұқсат берілген ең жоғары мөлшері кезінде бакты суфлирлеу жүйесінің жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру;
      9) май жүйесінің жұмысын сигнализациялау және бақылау элементерінің жұмыс істеу мүмкіндігін тексеру.
      КГТҚ май жүйесінің аталған сипаттамалары техникалық құжаттамадағы берілген сипаттамаларға сай екендігі көрсетілген болуы қажет.
      Ескерту. Стендтік жағдайларда аталған тексерулерді орындау мүмкін болмаған жағдайда оларды ұшу сынақтары кезінде ұшу зертханаларында жүргізуге жол беріледі.
      Майдың айдалуы мен майға жылу берілуін анықтау техникалық құжаттамадағы айтылған майдың ең төмен және ең жоғары қысымдарындағы май температуралары кезінде ең жоғары, ең ұзақ, бос жүріс (кіші газ) режимдерінде жүргізіледі.
      Майдың айдалуы мен майға жылу берілуін майдың берілген температурасы мен қысымында қозғалтқыштың берілген жұмыс режиміне шыққаннан кейін 5 минут өткен соң жүргізілген өлшеулер бойынша анықтауға болады.
      КГТҚ-дағы майдың кетуін анықтауға арналған бойынша сынақтар өткізу барысында бақтағы майдың деңгейін (майдың жылудағы ұлғаюын ескере отырып):
      1) КГТҚ іске қосылған кездерде - іске қосылғанға дейін және бос жүріс (кіші газ) режимінде 5 мин жұмыс істегеннен кейін;
      2) КГТҚ-ның негізгі режимдерде жұмысы кезінде - режимге шығардың алдында және режимде 5 мин жұмыс істегеннен кейін;
      3) КГТҚ өшірілгеннен кейін тәулік ішінде - алғашқы сегіз сағат аралығында әрбір екі сағат сайын және кейінірек 8-10 сағат сайын өлшеу қажет.
      Маймен жуылатын КГТҚ детальдары мен май жүйесінің детальдарын термоөлшеу мынадай көлемде жүргізілуі қажет:
      1) кіші газ, бос жүріс, ең ұзақ және ең жоғары қалыптасқан режимдердегі КГТҚ-ның жұмысы кезінде мынадай талаптар барысында:
      КГТҚ-ға кіре берістегі ең жоғары май температурасы мен атмосфералық ауа температурасы кезінде;
      пайдалануға ең жақын майдың, отынның және ауаның температуралары кезінде.
      Ескерту. КГТҚ-ға кіре-берістегі ауаны қыздыру құралдары жоқ болған жағдайда майды қосымша қыздыруға жол беріледі немесе май жылу алмастырғышындағы оның салқындатылуын шектейді.
      2) КГТҚ ажыратылғаннан кейін ол өшірілген сәттен бастап 3-5 сағат ішінде:
      КГТҚ-ны салқындата отырып кіші газ және (немесе) бос жүріс режимінен ол ажыратылардың алдында ТЭБ-қа сәйкес осы режимде;
      КГТҚ-ны салқындатпай кіші газ және (немесе) бос жүріс режимінен;
      КГТҚ-ны салқындатпай ең жоғары және ең ұзақ режимдерден (шұғыл ажыратуды имитациялау үшін).
      Көзделген термоөлшеуді және КГТҚ жұмыс параметрлерін өлшеуді төмендегідей жүргізу қажет:
      1) сынақтар кезінде - әрбір режимде кем дегенде 5 минут ішінде;
      2) сынақтар кезінде - ажыратылғаннан кейін үздіксіз бір сағат ішінде, ал сонан кейін әрбір 15-30 мин сайын 2-3 мин маймен жуылып жатқан детальдардың температурасы 50 о С төмендегенге дейін.
      Аталғандардан басқа мынадай параметрлер өлшенуі қажет:
      1) май сүзгісіндегі сүзгі элементінде қысым өзгергеруі;
      2) ротор тіреулерінің май қуыстарындағы ауа қысымы;
      3) ротор тіреулерінің нығыздалған май қуыстарындағы қысымы өзгеруі;
      4) жылу алмастырғышқа кіре берістегі және КГТҚ конструқциясында көзделген болса, одан шыға берістегі май мен отынның температуралары;
      5) май багындағы майдың деңгейі;
      6) суфлирлеу жүйесіндегі ауа қысымы.
      1502. КГТҚ-ның биіктік-жылдамдық сипаттамаларын анықтау.
      КГТҚ-ның биіктік-жылдамдық сипаттамаларын (БЖС) анықтау бойынша сынақтар мынадай мақсатпен:
      1) техникалық құжаттамаға сай есептелген жағдайларда КГТҚ-ның негізгі деректерінің сай екендігін растау;
      2) КГТҚ-ның негізгі деректерін техникалық құжаттамасы бойынша оның жұмыс талаптарына сай биіктіктер мен жылдамдықтар диапазонында анықтау.
      Ескерту. Термобарокамерада КГТҚ-ның биіктік-жылдамдық сипаттамаларын экспериментальды расталуы мүмкін болмаған жағдайда тексерулер ұшу сынақтарында ұшу зертханаларында немесе ұшақта орындалған болуы қажет.
      Сынақтар күтіліп отырған пайдалану жағдайларындағы КГТҚ-ның жұмысы кезінде КГТҚ-ға кіре берістегі тиісті ауа өлшемдеріне тең болатын, тежелген ағын өлшемдеріндегі ауаны және берілген ұшу биіктігіндегі атмосфералық қысымға тең болатын қысымды алғанға дейінгі ҚГТҚ-ның шығу құрылғысының артындағы газ тартуын КГТҚ-ға бере отырып биіктік-жылдамдық ұшу жағдайларын модельдеу арқылы стендте жүргізілуі қажет. КГТҚ-ны қоршап тұрған ауа температурасы сынақтар барысында КГТҚ-ға кіре берістегі ауа температурасына жақын болуы қажет.
      КГТҚ-ның БЖС-ын анықтау кезінде 1476-те көрсетілген елшемдерден басқа:
      1) КГТҚ-ка кіре берістегі қимада тежелген ауа ағынының қысымдары мен температураларының өрісі;
      2) КГТҚ-ға кіре берістегі сол қимадағы және шығу құрылғысының шығу қимасындағы орташа статикалық қысым;
      3) турбинаның артжағындағы тежелген газ ағынының температурасы өлшенуі қажет;
      4) 1 кг құрғақ ауадағы су буларының салмақтық мөлшерімен анықталатын КГТҚ-ға түсетін ауаның құрамындағы ылғал. КГТҚ-ның және текшенің ылғалдануы КГТҚ өлшемдеріне елеулі әсер етпеуі қажет.
      Қажет болған жағдайда КГТҚ өлшемдеріне ылғалданудың әсері арнайы текшелік сынақтарда ескерілуі мүмкін.
      КГТҚ-ның анықталатын сипаттамаларының көлемі мен түрлері сынақтарының бағдарламасында белгіленуі қажет.
      Сипаттамаларды анықтау бойынша сынақтарға дейін және ол сынақтарды жүргізгеннен кейін есепті ұшу жағдайларында КГТҚ-ның жер бетіндегі статикалық жағдайлардағы бақылау сипаттамалары анықталып, олардың ұқсастығы тексерілген болуы қажет.
      1503. КГТҚ ротор тіреулерінің сырғанақтарын тексеру.
      Қалыптасқан режимдерде және айнымалы процестер кезінде ротор сырғанақтарына әсер ететін кіндік күштердің өлшенуі жүргізілген болуы қажет және, сырғанақтардың динамикалық жүк көтергіштігіне олардың сай екіндігі бағалануы тиіс. Кіндік күштерді өлшеу мүмкін болмаған жағдайда, тиісті қысымдарды өлшеу негізінде олардың есепті анықталуына жол беріледі.
      КГТҚ-ның 150-сағаттық сынақтары арқылы КГТҚ-ның деректациясы кезінде сырғанақтардың жай-күйі бойынша бағаланатын олардағы бөлініп шыққан жылу мен майларды бұру үшін ротор тіреулерінің сырғанақтарынан майдың жеткілікті айдалуы тексерілген болуы қажет.
      1504. КГТҚ-ның бақылау жарамдылық деңгейін тексеру.
      КГТҚ-ның бақылау жарамдылық деңгейін тексеру:
      1) тиісті жобалау құжаттамасын талдау арқылы;
      2) КГТҚ-да орнатылған бақылау құралдарының жұмысы туралы деректерді қосатын материалдарды талдау арқылы жүргізілуі қажет.
      Ескерту: КГТҚ-да орнатылған бақылау құралдарын тексеру 150-сағаттық текшелік сынақтардың бағдарламасына қосылуы қажет.
      Бақылау жарамдылық деңгейін тексеру кезінде:
      1) бақылау жарамдылық бойынша техникалық құжаттаманың толдымдылығы;
      2) бақылауға арналған өлшемдерді таңдаудың дұрыстығы және КГТҚ-ның тиісті бақылау құралдарымен қамтамасыз етілгендігі;
      3) КГТҚ-ның бақылау жарамдылығын қамтамасыз ету бойынша конструктивті іс-шаралардың тиімділігі;
      4) КГТҚ-да орнатылған датчиктермен басқа да бақылау құралдарының жұмыс істеу мүмкіндігі мен сенімділігі;
      5) жердегі бақылау құралдардының КГТҚ-дағы (пайдаланып жатқан жымдасу элементтері, кабельдері, көшіргіштері бойынша және т.б.) тиісті бақылау құралдарымен түйіндесуі бағалануы қажет.
      КГТҚ-да орнатылған бақылау құралдары:
      1) пайдалану барысындағы КГТҚ жұмысына бақылауды;
      2) ақауларды оларды пайда болуымен дамуының алғашқы кезеңдерінде анықтауды;
      3) "техникалық жағдайы бойынша" пайдалану үшін қажетті өткізу бөлігінің жай-күйі мен КГТҚ жүйелерінің жұмысы туралы ақпаратты алуды қамтамасыз ететін болса, қанағаттанарлық деп танылады.
      Ескерту. Кешенді бақылау жүйелерімен жабдықталған ұшақты пайдалануға арналған КГТҚ үшін бақылау құралдарының қанағаттандыратын бағалау текшелік аппаратуралары сынақтар кезінде жүргізілуі мүмкін.

225. 150 сағаттық текшелік сынақтар

      1505. КГТҚ жалпы талаптарды орындай отырып, баяндалған бағдарлама бойынша ұшу пайдалануына оның сенімділігі мен жарамдылығын тексеру үшін 150 сағаттық текшелік сынақтардан өтуі қажет. КГТҚ-ның конструкциясында, реттеу схемасында, сипаттамаларында қолдану жағдайларында ерекшеліктер болған жағдайда сынақтар бағдарламасы өзгеруі мүмкіншіліктер болған жағдайда сынақтар бағдарламасы өзгеруі мүмкін.
      1506. 150 сағаттық сынақтардың бір бөлігі болып табылатын мынадай дайындық жұмыстары жүргізілуі қажет:
      1) КГТҚ-ны бөлшектеу;
      2) КГТҚ-мен оның агрегаттарының (сынақ алдындағы бұйым ретінде жеткізілетін агрегаттар бөлшектенбейді) бөлшектерін тексеру;
      3) арнайы бақылау, КГТҚ бөлшектерін микромертикалық өлшеу және бөлшектердің техникалық құжаттамаға сай екендігін тексеру;
      4) агрегаттардың жұмысын тексеру және олардың сипаттамасы.
      Ескерту: 150-сағаттық сынақтарға ұсынылған КГТҚ-ға арналған барлық агрегаттар бағдарламада белгіленген олардың көлемдегі сипаттамаларын анықтау арқылы жүргізілуі қажет;
      5) 150-сағаттық сынақтар үшін КГТҚ-ны жинау.
      Сынақ текшелерінің, жабдықтардың және бақылау-өлшеу приборларының өздеріне қойылатын талаптарға сай екендігін растайтын материалдар ұсынылған болуы қажет.
      1507. 150-сағаттық сынақтардың алдында:
      1) КГТҚ-ның техникалық жағдайларына сәйкес КГТҚ өткізу және бақылау сынақтары;
      2) КГТҚ іске қосу қасиеттерін КГТҚ пайдалануда іске қосу үшін пайдалану болжанып отырған іске қосу құрылғыларының қоректі көздерінен немесе энергетика сипаттамалары мен қоректенудің басқа көздерінің қуаты бойынша оған тең келетін екі-үш қалыпты іске қосуларды орындау жолымен орындауды бақылау тексеру;
      3) КГТҚ-ның сипаттамаларын анықтау тексерілуге тиіс.
      1508. Қозғалтқыштың сипаттамаларын айқындау кезінде және 150-сағаттық сынақтар барысында КГТҚ-ның негізгі деректері мен өлшемдеріне өлшеу жүргізілуге тиіс және онда мынадай шарттар сақталуы керек:
      1) КГТҚ негізгі деректері мен өлшемдері оның конструкциясына кіретін штуцерлерді, датчиктерді және т.б. пайдаланып, КГТҚ арнайы тәсілдеу кезінде өлшенуге тиісті негізгі деректері мен өлшемдері;
      2) КГТҚ негізгі деректері мен өлшемдерінің өзгеру сипаттамасын бос жүріс немесе аз газдан ең жоғарыға және (немесе) ең жоғары ұзақтыққа дейінгі режимдердің диапазонында қажетті үйлесімдерде ауаны және басқа жүктемелерді таңдап алу өзгерген кезде бағалаған жөн.
      КГТҚ режимдерінің әрқайсысы кем дегенде 5 минут бойы шыдауға тиіс. Құралдардың көрсеткіштері осы режимнің соңғы 2 минутында тіркелгені жөн.
      Ескерту. Егер ең жоғарғы режимде КГТҚ техникалық талаптар бойынша үздіксіз жұмыс уақыты 5 минуттан кем болса, онда осы режимде шыдау уақыты техникалық құжаттамада көрсетілгенге сәйкес болуы тиіс.
      КГТҚ сипаттамаларын айқындау кезінде өлшемдер өзгерістерінің жеткілікті саны (ауа мен электр қуатын таңдап алуды көбейту кезіндегі өлшемдер кем дегенде бес және оларды кеміткен кезде төрт) орындалуы тиіс.
      1509. 150-сағаттық сынақтарды бастар алдында оларды жүргізу барысында мыналар орындалуы тиіс:
      1) майды айдауды өлшеу және майдың ұсынылған температурасы кезінде ең жоғары ұзақ режимде майға жылу беруді анықтау. КГТҚ-да отын-май жылу айырбастағышы болған жағдайда, жүйеге текшелік жылу айырбастағышты қосуға рұқсат етіледі;
      2) бос жүріс және аз газ режимдеріндегі техникалық құжаттамада аса жоғары мәлімделген осы режимдерге арналған уақыт ішінде КГТҚ үздіксіз жұмысын бақылау тексеру;
      3) КГТҚ-да бар қорғау, белгі беру және диагностикалық құрылғылар жүйелерінің жұмыс істеп кетуіне даярлығын тексеру.
      1510. КГТҚ сипаттамаларын айқындау кезінде таңдап алынған ауаның қысымы мен температурасына, турбина алдындағы (турбина артындағы) газдың температурасына қарай және тұрақты электр қуатын таңдап алу немесе таңдаусыз қуат кезіндегі таңдап алынған ауаның шығысынан КГТҚ-ға қойылатын талаптарға орай отын шығысы алынуға тиіс. КГТҚ жұмысының барлық пайдалану режимдерінде қамтылатын әрбір тәуелділік нүктелерінің жеткілікті саны бар айналу жиіліктерінде келтірілген әртүрлі тұрақты жағдайда көрсетілген өлшемдердің жеткілікті тәуелсіздік саны алынуға және өлшемдерді сақтаудың тұрақтылығын бағалауға арналған 150-сағаттық сынақтар аяқталғаннан кейін алынған баламалы тәуелділіктер мен оларды салыстыру мүмкіндігі қамтамасыз етілуі тиіс.
      1511. 150-сағаттық сынақтар жалпы ұзақтығы 28-кестенің деректеріне сәйкес келетін режимдерден тұруы тиіс.

                                                  28-кесте

Жұмыс режимі

Сағат-минутта істелген жұмыс.
Іске қосу саны, жүктеме өзгерістері

Ең жоғары

12-30

Ең жоғары ұзақ

75-00

Ең жоғары ұзақтың 75%

12-30

Ең жоғары ұзақтың 50%

12-30

Ең жоғары ұзақтың 25%

12-30

Бос жүріс және (немесе) аз газ

25-00

Іске қосулар

175

Жүктеменің өзгерісі

300

      Ескерту. Егер КГТҚ-ның ең жоғары режимі жоқ болса немесе техникалық құжаттама бойынша ол үшін қол жетімді үздіксіз жұмыс уақыты 5 минуттан кем болса, онда 9.1-кестеде осы режимде көзделген істелген жұмыс тиісінше толық немесе ішінара ең жоғары ұзақ режимге арналған істелген жұмысқа ауыстырылады.

                                               29-кесте

Бөлік

Кезеңнің сағаттағы-
минуттағы ұзақ бөлігі

Жұмыс жағдайлары

1

3-45

Әрбір кезеңде 1 сағат 15 минуттан 3 цикл бар, олар:
а) ең жоғары режимдегі 5 минуттық жұмыстан;
б) бос жүріс немесе аз газдағы 5 минуттық жұмыстан;
в) ең жоғары ұзақ режимдегі 1 сағаттық жұмыстан;
г) бос жүріс немесе аз газдағы 5 минуттық жұмыстан тұрады.

2

2-15

Әрбір кезеңде 45 минуттан 3 цикл бар, олар:
а) ең жоғары режимдегі 5 минуттық жұмыстан;
б) бос жүріс немесе аз газды 5 минуттық жұмыстан;
в) 75%-тік ең жоғары режимге арналған бірінші 22-15 циклдағы 30 минуттық жұмыстан;
жұмыстың екінші циклында 50%;
ал үшінші циклында 25%
ең жоғары ұзақ режимнен;
г) бос жүрістегі немесе аз газдағы 5 минуттық жұмыстан тұрады.

      1512. 150-сағаттық сынақтарды 25 алты сағаттық кезеңдерде өткізген жөн. Әрбір кезең (1-ден 25-ке дейін ретпен нөмірленген), әдеттегідей, КГТҚ ажыратпастан жүргізілуі және 29-кестеде көрсетілген бөліктерден тұруы тиіс.
      Ескерту. 1. Ең жоғары режимнің 75, 50 және 25% режимдеріндегі жұмыс кезінде ауаны және электр қуатын таңдап алу шамасы сынақтар бағдарламасымен айқындалуы тиіс.
      2. Егер КГТҚ-ның ең жоғары режимі болмаса, онда 9.2-кестеде ол үшін бөлінген уақыт ең жоғары ұзақ режимде жетілдіріледі.
      3. Егер КГТҚ ең жоғары режимдегі жұмыс ұзақтығы 5 минуттан кем болса, онда 9.2-кестеде осы режим үшін бөлінген уақыттың қалған бөлігі ең жоғары ұзақ режимде пысықталады.
      1513. Өлшемдердің өлшенуі 150-сағаттық сынақтар барысында жүргізілуі тиіс:
      1) ұзақтығы 10 минуттан кем режимдер үшін - осы режимдегі соңғы 2 минуттық жұмысқа бір өлшем;
      2) ұзақтығы 10 минуттан көп режимдер үшін бірінші өлшемді әрбір режимдегі 8-10 минуттық жұмыс арқылы қалған өлшемдер - режим аяғында немесе осы режимдегі КГТҚ жұмысын әрбір 15 минут арқылы орындаған жөн.
      1514. Егер кез келген кезеңдердің жетілдірілген уақыты ішінде КГТҚ қосылған болса, онда бұл кезең, егер бұл қажет деп танылса, қайталануы тиіс.
      Ескерту. Егер КГТҚ ажырату текшелік жабдықтың істен шығуынан туындаса, онда үздіксіз кезең істен шығу жойылғаннан кейін жалғастырылуы мүмкін.
      1515. КГТҚ жұмысы бос жүріс режимінен ең жоғары ұзақ және кері режимге өту кезінде, техникалық құжаттамада ескерілген уақыт ішінде, сондай-ақ 0,5-1,0 с ішінде ауаны таңдап алуды кенет тоқтаған кезде тексерілуі тиіс.
      Тексеру кезінде газ температурасының ең жоғары мәні ("тастанды") мен турбиналық компрессор роторының (еркін турбина, егер ол болса) айналу жиілігін тіркеген жөн. Ауаны таңдап алу тез тоқтатылған жағдайда, қалқанның толық жабылған уақытын, турбиналық компрессор (еркін турбина) роторының айналу жиілігінің төмендеу ("түсіп кету") шамасын өлшеген жөн.
      Сынақтардың хаттамаларында құралдарды өлшеу үшін қолданылатын үлгісі мен дәлдігі көрсетілуі тиіс.
      1516. 150-сағаттық сынақтар ішінде бос жүру режимінен ең жоғары режимге дейін жүктеменің 150 өзгерісі және бос жүріс режимінен ең жоғары ұзақ және кері режимге дейін (немесе ең жоғары ұзақ режимнен) жүктеменің 150 өзгерісі және ең жоғарыдан бос жүріс режиміне дейін кері өзгерістер жүргізілуі тиіс.
      КГТҚ жүктемесі өзгерген жағдайда, оның жұмыс сипатын атап өту қажет (жатық, помпажсыз және т.б.).
      1517. 150-сағаттық сынақтар кезіндегі ҚГТҚ 175 іске қосулар, оның 25-і бос жүріс, 125-і ыстықтай және 25-і жалған орындалуы тиіс.
      Іске қосулар кезеңдер арасындағы мөлшермен тең аралықтар арқылы, сондай-ақ 150-сағаттық сынақтар басталар алдында және аяқталғаннан кейін жүргізілуі тиіс. КГТҚ-ның аз газ немесе бос жүріс режиміне шығу уақыты тіркелуі тиіс.
      1518. Барлық 150-сағаттық сынақтардың кезеңдері мәлімделген қысымға сәйкес келетін майдың қысымы кезінде жүргізілуі тиіс. Бір кезең (мысалы, 22) ең жоғары ұзақ режимде мәлімделген КГТҚ ең жоғары май қысымы жағдайында орындалуы тиіс.
      1519. Барлық 150-сағаттық сынақтардың кезеңдерінде КГТҚ ең жоғары және ең жоғары ұзақ режимдерде істелген жұмысы осы режимдерге арналған техникалық құжаттамада көзделген ең жоғары кіретін май температуралары кезінде жүзеге асырылуға тиіс.
      Майдың ең жоғары температурасына жету және ұстап тұру әдістері сынақтар бағдарламасында көрсетілуі тиіс.
      1520. 150-сағаттық сынақтар алдында әрбір 50 сағат арқылы және олар аяқталғаннан кейін, сондай-ақ сынақтар барысында майды ауыстыру жағдайында оның физикалық-химиялық көрсеткіштерін бағалау үшін май жүйесінен алынған майға толық талдау жүргізілуі тиіс. Майды ішінара талдау үшін (механикалық емес қоспалардың маңызы және жарғыл температурасының ылғалдылығы), сондай-ақ құрамындағы металдарды талдау үшін сынамаларын алу сынақтардың әрбір 20-25 сағаты арқылы жүргізілуі тиіс.
      Отынның, оның физикалық-химиялық көрсеткіштерін бағалау үшін толық талдау 150-сағаттық сынақтар алдында және олар аяқталғаннан кейін, сондай-ақ 100 сағаттан кейінгі және сынақтар барысында отынның жаңа партиясының түсуі жағдайында жүргізілуі тиіс.
      1521. Компрессордан ұшақтың кабиналарын үрлеу және желдету үшін кондиционерлеу жүйесіне алынған ауаны талдау 150-сағаттық сынақтардың басында және 7, 13, 17 және 25 кезеңдерінің аяғында жүргізілуі тиіс.
      1522. 150-сағаттық сынақтар барысында КГТҚ орнатылған агрегаттардың жұмыс қабілеттілігі мен сенімділігі расталуға тиіс.
      1523. Егер КГТҚ конструкциясында КГТҚ МҚЖ-ға ауаны жекелеп таңдап алу және оның ауа жинағышы көзделген болса, онда КГТҚ МҚЖ-ы 150-сағаттық сынақтардың барлық ұзындығының кем дегенде 25% ішінде, олардың 10%-і ішінде - ең жоғары ұзақ режимге, 10%-і аралық режимдерге және 5%-і бос жүріс (аз газ) режиміне қосылуға тиіс.
      1524. 150-сағаттық сынақтар барысында ҚГТҚ және оның агрегаттарына қызмет көрсету РҚ-ға сәйкес жүргізілуге тиіс. РҚ-да көзделген регламенті жұмыс борттық жиынтыққа кіретін құралдарға ғана жүргізілуі тиіс.
      Ескерту. Борттық аспап жиынтығының және қосалқы бөлшектердің даралық жиынтығын қанағаттанарлығын және жеткіліктілігін түпкілікті бағалау ұшақтағы КГТҚ пайдалану сынақтарының негізінде жүргізілуі тиіс.
      1525. 150-сағаттық сынақтар аяқталғаннан кейін мынадай жұмыстар жүргізілуі тиіс:
      1) КГТҚ сипаттамаларын қайталап анықтау және оның негізгі өлшемдерін өлшеу;
      2) КГТҚ текшеден алу және КГТҚ пен оның агрегаттарын сырттай қарау;
      3) КГТҚ агрегаттарды алу, олардың сипаттамаларын тексеру мен бөлшектеу;
      4) тозуын, крипін, деформациясын, тартуын және т.б. анықтау мақсатында КГТҚ ақауларын табу арқылы және бөлшектерін микрометриялық өлшеу мен бөлшектеу;
      5) Бөлшектердің ақауларына ведомость жасау;
      6) бақылау өлшеу аппаратуралары мен құралдарын баламалауды бақылау тексеру;
      7) 150-сағаттық сынақтардың нәтижелері бойынша материалдарды өңдеу және акт жасау.

226. КГТҚ ресурстарын белгілеу жөніндегі сынақтар

      1526. Ресурстың алғашқы мақсатын белгілеу жөніндегі сынақтар.
      КГТҚ-ның алғашқы тағайындалған ресурсын белгілеу үшін тораптар мен негізгі бөлшектерге және тұтастай КГТҚ баламалы-циклдық сынақтар (БЦС) жүргізіледі.
      Тораптар мен бөлшектердің сынақтары, негізінен, КГТҚ толық көлемдегі жүйесінде жүргізіледі. Мұндай жағдайда, олар тұтастай КГТҚ баламалы-циклдық сынақтармен бірлесуі мүмкін. Толық көлемді КГТҚ жұмысының жағдайларына сәйкес келетін аз циклды қажу бойынша жүктемені сақтау жағдайы кезінде автономды қондырғылардағы КГТҚ-ның жекелеген бөлшектеріне сынақтар жүргізуге рұқсат беріледі.
      Баламалы-циклдік сынақтар сынақтық циклдарды бірнеше рет орындау жолымен өткізілуге тиіс. Баламалы-циклдық сынақтарға арналған сынақ циклдарын пайдалану циклының негізінде қалыптасуы тиіс, онда мынадай талаптар ескеріледі:
      1) сыналып отырған циклдағы барынша жүктемеленген режимдерде істелген жұмыстың жиынтық уақыты қозғалтқыштың ыстық бөлігінің барынша жүктемеленген бөлшегінің пайдалану циклындағы істелген жұмыс уақытының ұзақ беріктігі бойынша баламалы болуы тиіс;
      2) ауыспалы процестердің саны пайдалану циклындағы олардың санына тең болуы тиіс;
      3) режимдердің жұмысы саласындағы, аз газды және бос жүріс режимдерін қоса алғанда, қозғалтқыштың динамикалық беріктігін растау үшін бірнеше диапазондарға бөлінеді және әрбір диапазонда пайдалану циклындағы 1 сағаттық істелген жұмысқа кем дегенде 1 минут есебінен істелген жұмыс қамтамасыз етіледі.
      Жоғарыда көрсетілген сынақтар бірлесіп жүргізілуі мүмкін.
      Аз кернеулі ұзақ стационарлық режимдердегі істелген жұмыстарды болдырмауға және ауыспалы процестердің бөлігін оларды барынша жүктемеленген режимдерге баламалы келтіру жолымен (тиісінше ұзақ беріктік және аз циклды қажу бойынша) рұқсат беріледі.
      Жеткілікті техникалық негіздемелер болған жағдайда, осы қозғалтқыш үшін аз циклды қажу және ұзақ беріктік бойынша дағдарысты жекелеген бөлшектердің сынақтық циклдарына өзгерістер енгізілуі мүмкін.
      КГТҚ бөлшектеріне баламалы-циклдық сынақтар жүргізген кезде, оларды қарауға, КГТҚ ішінара және толық бөлшектеуге, бөлшектерді ауыстырғанда ақау табылса, жөндеу пысықтамалары кезінде көзделген орындауға рұқсат беріледі. Қараудың саны олардың арасындағы уақыт сияқты реттелмейді, бөлшектердің барлық ауысуы, сағаттарға және сынақтық циклдардағы олардың істелген жұмысы (жалпы және режимдер бойынша) сынақтар бойынша есепке тіркелуі тиіс.
      Қозғалтқыштың N и тораптары мен бөлшектерінің эксперименталды тексерілген ұзақ тұрақтылығы іс жүзінде баламалы-циклдық сынақтардың ұзақ нәтижелерімен өткізілген шектердің сағаттардағы және сынақ циклдарындағы істелген жұмысы бойынша белгіленеді.
      Негізгі бөлшектер мен тораптар үшін алғашқы тағайындалған ресурстың N н пайдаланылған циклдарында мынадай формула бойынша айқындалады:
      N i =Ne $
          n e
      мұндағы $ - осы бөлшектердің немесе тораптың ұзақ беріктігі әсері ескерілген аз циклды қажудан зақымдануының жинақталуы бойынша сынақтық және пайдалану циклдарының сәйкес келу коэффициенті; n и -n и ; бөлшектің сынақтан өткен даналарының саны кезінде қолданылған ұзақ тұрақтылығы бойынша қордың коэффициенті;
      n и =1-n и =3,0 ;
      n и =2-n и =2,5 ;
      n и > 3-n и =2,0 ;
      Қор эксперименталды тексерілген ұзақ тұрақтылықтың N и ең аз мәніне қатысы бойынша алынады.
      КГТҚ-ның (сағаттардағы және циклдардағы) алғашқы тағайындалған ресурсты 1 КГТҚ-ның 1,2 сынақ циклдарының саны бойынша қоры бар баламалы-циклдық сынақтар негізінде белгіленеді.
      Сынақ циклдары қалыптасады КГТҚ алғашқы тағайындалған ресурсты сәйкес белгіленген айырбастауға жатпайтын негізгі бөлшектердің алғаш тағайындалған ресурстарының ең аз мәніне тең болуы тиіс.
      КГТҚ алғашқы тағайындалған ресурсын белгілеу бойынша жүргізілген сынақтардың барысында сағаттардағы немесе циклдардағы алғашқы ресурс КГТҚ үшін белгіленгеннен кем КГТҚ бөлшектерін ауыстыру көзделуі тиіс.
      1527. КГТҚ-ның бірінші күрделі жөндеуге дейінгі бастапқы ресурсын белгілеу жөніндегі сынақтар.
      КГТҚ-ның бірінші күрделі жөндеуге дейінгі алғашқы ресурсын белгілеу үшін (сағаттардағы және пайдалану циклдарындағы) КГТҚ-ның үш текшелік сынақтары: біреуі - пайдалану бағдарламасы бойынша, екеуі - баламалы-циклдар бағдарламасы бойынша өткізілуі тиіс.
      Ескерту. Баламалы-циклдық сынақтар үшін КГТҚ ретінде ұшу сынақтарына сәйкес КГТҚ пайдалануға рұқсат беріледі. Егер оның ұшудағы істелген жұмысы белгіленген алғашқы ресурстарынан кем болса, онда ол белгіленетін ресурсқа тең жалпы істелген жұмысқа дейін текшелік баламалы-циклды сынақтарға тап болуы тиіс.
      КГТҚ-ның текшелік сынақтары пайдалану циклының негізінде қалыптасатын сынақтар циклдарын бірнеше есе орындау жолымен жүргізіледі. Сынақтың алғашқы күрделі жөндеуіне дейінгі алғашқы ресурсын белгілеу үшін ұзақтығы орташа пайдалану циклы кезінде бірінші күрделі жөндеуге дейінгі алғашқы ресурсқа сәйкес келетін пайдалану циклдарының санынан 20%-тен көп сынақтар циклдарының санымен өткізіледі.
      Пайдалану бағдарламасы бойынша КГТҚ сынақтары үшін сынау циклдары орташаланған пайдалану циклының барлық белгіленген режимдердің сағаттарында істелген жұмыс және ауыспалы процестер саны толығымен ұдайы өндірілуі тиіс.
      Баламалы-циклдық сынақтар бағдарламасы бойынша қозғалтқыштың сынақтары алғашқы тағайындалған ресурсты белгілеу үшін баламалы-циклды сынақтар сол бір сынақ циклын пайдаланып жүргізілуі тиіс.
      Сынақтардан кейін әрбір қозғалтқышқа бөлшектеу және ақауын табу жүргізілуі тиіс.
      Бірінші күрделі жөндеуге дейін бастапқы ресурсты белгілеу жөніндегі сынақтар, егер оларды жүргізген кезде роторлық бөлшектердің бұзылулары, сондай-ақ пайдалану жағдайларында қауіпті салдарлармен істен шығуға алып келуі мүмкін басқа негізгі бөлшектердің істен шығулары мен ақаулары болмаса, табысты ретіндей біліктендіріледі.

227. КГТҚ ұшу сынақтарына қойылатын жалпы талаптар

      1528. "Ұшаққа орнатылғанға дейін" сертификаттау кезінде КГТҚ ұшу сынақтарынан қанағаттанарлықпен өтуі тиіс, олар мынадай тексерулерді қамтиды:
      1) бос жүріс және жүктеме режимдеріндегі КГТҚ өлшемдері мен орнықтылығы;
      2) оның қалыпты жұмысы және істен шығулардың имитациясы кезінде КГТҚ реттеу жүйесінің сипаттамалары;
      3) КГТҚ іске қосу қасиеттері;
      4) КГТҚ тербеліс корпустары мен агрегаттарының тербеліс деңгейі;
      5) турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігі;
      6) КГТҚ (МҚЖ) мұз қатуға қарсы жүйенің жұмыс қабілеттілігі;
      7) үлгілік бейін бойынша ұшулардағы КГТҚ жұмысы.
      1529. Сынақтарға мемлекеттік сынақтарға ұсынылатын КГТҚ осы түрінің үлгісіне конструкциясы мен негізгі деректері бойынша толық сәйкес келетін КГТҚ тап болуы тиіс. Сынақтар жоғарыда көрсетілген үлгіден өзгешелігі бар, тексерілген сипаттамаларға елеулі әсер етпейтін сол бір үлгідегі басқа КГТҚ жүргізілуі мүмкін.
      1530. Сынақтарды КГТҚ тағайындалған сол бір үлгідегі ұшақта, не КГТҚ (ұшпа зертханаларда) сынақтары үшін арнайы жабдықталған басқа үлгідегі ұшақта орындауға рұқсат етіледі. Сонымен бірге, КГТҚ жұмысына әсер ететін ұшақтың элементтері мен жүйелерінің конструкциясы осы элементтерге тәуелді (мысалы, біртектілік емес деңгейі және ауаның толық қысымының кіре берістегі отын қысымы мен температурасының, КГТҚ орналасу бөлігіндегі орташа температурасының, агрегаттардың электр қорек өлшемдерінің ысырабы) КГТҚ пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұдайы өзгерісін қамтамасыз етуі тиіс. Осы жағдайларды жасайтын имитаторларды пайдалануға рұқсат беріледі.

228. КГТҚ ұшу сынақтары

      1531. КГТҚ жұмысының өлшемдері мен орнықтылығын бос жүріс пен жүктеме режимдерінде тексеру.
      КГТҚ белгіленген бос жүріс және жүктеме режимдерінде, сондай-ақ жүктемені КГТҚ қосу жағдайындағы ауыспалы процестер кезінде, оның ұшудағы пайдалану жағдайында тексеру:
      1) жұмыстық орнықтылығын және КГТҚ пен оның жылу және май жүйелерінің техникалық құжаттаманың деректеріне сәйкестігін;
      2) КГТҚ пайдаланудағы жұмысын бақылау құралдары мен оның конструкциясына кіретін ауа мен электр қуатын таңдап алу агрегаттарының жұмыс қабілеттігін көрсетуге тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) РП регламенттелген, негізгі белгіленген режимдердегі КГТҚ реттеу мен басқару бағдарламасы үшін тән белгіленген аралық режимдердегі аз газды режимнен бос жүріс режиміне дейін өту кезіндегі ауыспалы процестер жағдайында және әртүрлі қабылдағыштарды жекелеп және рұқсат етілген бір мезгілде қосу кезіндегі ауаны, электр қуатын таңдап алуларды қосу және ажырату кезінде жердегі жағдайларда КГТҚ және оның жылу мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      2) барлық үлгілік режимдердегі және РП пайдалануға рұқсат берген ұшу кезеңдердегі КГТҚ және оның отын мен май жүйелері жұмысының сипаты мен өлшемдері, оның ішінде:
      - әр түрлі биіктіктерде пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу жылдамдығының диапазоны қамтылған КГТҚ пайдаланудың күтілетін ең жоғары биіктігін қоса, деңгейлес белгіленген ұшуда бағалануы тиіс. Бұл ретте, КГТҚ жұмысы белгіленген режимдер мен ауыспалы процестерде тексерілуі тиіс;
      - "вираж", "сырғанау" және "дөңестер" үлгісіндегі ұшақтың (ұшпа зертхананың) ең жоғары шама бойынша, оң және теріс қалыпты және бүйірлік жүктемелер іс-әрекетінің ұзақтығы, сондай-ақ биіктікті алған және тангаж бойынша КГТҚ пайдалану кезінде оң және теріс бұрыштарымен пайдалануда күтілетін ең жоғары төмендеулер жағдайындағы маневрлер кезінде бағалануы тиіс. Сынақтар КГТҚ режимдерінің осы жағдайларында барлық қолданғандарды қамтуы тиіс;
      3) оның конструкциясына кіретін КГТҚ жұмысын бақылау құралдарын пайдалану жағдайларындағы жұмыс қабілеттілігі;
      4) КГТҚ конструкциясына кіретін ауаны және электр қуатын таңдап алу агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ жұмысының сипаты мен өлшемдеріне жердегі жел жағдайларының, атмосфералық ауа температуралары мен қысымдарының әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануы тиіс.
      1532. КГТҚ реттеу жүйесінің сипаттамаларын оның қалыпты жұмысы мен істен шығу имитациясы кезіндегі тексеру.
      КГТҚ ұшудағы пайдалану жағдайларында тексеру КГТҚ жүйесі жұмыс қабілеттілігінің, реттеу сапасының және басқа жүйенің ұшуда пайдалану сипаттамаларының талаптарына және техникалық құжаттаманың деректеріне сәйкестігін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ жұмысының белгіленген режимдерінде реттеудің функционалдық кіші жүйелері әрқайсысының жұмыс аймағындағы реттелетін және шектелетін өлшемдерді ұстап тұруының орнықтылығы мен дәлдігі;
      2) ауыспалы процестерді реттеудің берілген бағдарламаларымен [іске қосу кезінде және бос жүру (аз газды) режимінен жұмыс режиміне және кері режимге өтуі], осы процестер кезінде реттелетін және шектелетін өлшемдердің ең жоғары шамасы мен ауытқулар ұзақтығы өлшемдерін ұстап тұрудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      3) қосарласуы резервтік кіші жүйелермен (егер олар көзделсе) реттеуге автоматты түрде өтуін көздейтін реттеудің негізгі кіші жүйелерінің сондай істен шығуларының имитациясы кезінде ауыспалы процестер мен КГТҚ кейінгі жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      4) электрондық блоктар жүйесінің оған ұшақтың басқа функционалдық жүйелері мен қызмет көрсетудің жердегі құралдарының, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, электромагниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу кезіндегі ықпалы жағдайындағы кедергіден қорғалғыштығы;
      5) осы жүйенің конструкциясына кіретін қолда бар өзін өзі бақылайтын жүйе мен оның жұмысын пайдалану кезінде бақылайтын құрылғылардың жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде мынадай факторлардың жүйе жұмысының сипаттамаларына әсер етуі (егер ол елеулі болып көрінсе) бағалануға тиіс:
      1) әрбір функционалдық кіші жүйелердің жұмысы саласындағы ұшу биіктігі мен жылдамдығының өзгеруі;
      2) ұшақтың кеңістіктегі және ұшудың динамикалық факторларындағы (сатылас жылдамдық, жүктелімдер) жағдайы;
      3) реттеу агрегаттарын қоршаған ортаның температурасы.
      1533. КГТҚ іске қосу қасиеттерін тексеру.
      КГТҚ ұшуда пайдалану жағдайында тексеру өрт қауіпсіздігін және жерде КГТҚ суықтай және ыстықтай іске қосу мен пайдаланудың күтілетін жағдайларында іске қосудың талаптарына және техникалық құжаттаманың деректеріне сәйкес қамтамасыз етілгендігін көрсетуге тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен өткізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ өлшемдері мен жердегі суықтай және ыстықтай іске қосу кезіндегі іске қосу жүйелері;
      2) ауа жинағыштың ашық және жабық жармалары жағдайында ұшудағы КГТҚ авторотациясы режиміндегі айналу бағыты мен жиілігі;
      3) КГТҚ өлшемдері мен оның ұшуда іске қосу кезіндегі, оның ішінде оның жұмысындағы ұзақ жылдық үзілістен кейін үлгілік крейсерлік ұшу ішіндегі авариялық энергия көздерінен іске қосу жағдайындағы іске қосу жүйелері;
      4) КГТҚ іске қосу кезінде, оның ішінде РП сәйкес орындайтын қайталап іске қосулар кезінде пайдаланудың өрт қауіпсіздігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ іске қосу қасиеттеріне мынадай факторлардың әсер етуі бағалануға тиіс:
      1) жердегі іске қосулар кезіндегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) КГТҚ ажырату сәттері мен оның келесі іске қосуының басталуы арасындағы ұзақ үзіліс;
      3) іске қосу құрылғысының іске қосу кезіндегі және энергия қорегінің өлшемдеріндегі КГТҚ басқару мен реттеу аппаратураларының реттеудегі техникалық жағдайларымен жол берілетін ауытқулары.
      1534. КГТҚ корпустары мен агрегаттарының тербелістер деңгейін тексеру.
      Тексеру тербелістік жағдайларды тербелістік деңгеймен салыстырған ұшуларды пайдалану жағдайларында КГТҚ корпустары мен агрегаттарының тербелістерін қол жетімсіз көбейтудің болмауын белгілеуге және тербелістер деңгейінің Нормативтік-техникалық құжаттаманың талаптарына сәйкестігін көрсетуге, сондай-ақ КГТҚ тербелістерін бақылаудың борттық жүйесінің жұмыс қабілеттілігін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ тексерілетін жағдайлар мен режимдердегі КГТҚ корпустары мен агрегаттары тербелістерінің сипаты мен деңгейі;
      2) КГТҚ тербелістердің бақылаудың борттық жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, жарамды КГТҚ-ның қалыпты жұмысы кезіндегі осы өлшемнің ауытқуларын өтеу үшін талап етілетін тербелістердің ең жоғары деңгейінің авариялық белгі берушінің жұмыс істеп кетуінің өлшемі бойынша қордың жеткіліктігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымының тербелісті сипаттамасына әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануға тиіс.
      КГТҚ корпустары тербелістерінің сипаты мен деңгейін тексеруді оның ұшаққа бекітілген тораптарының орналасу жазықтықтарында және тербелістерді пайдалануда борттық бақылауға алынған орындарда жүргізген жөн.
      Тербелісі тексерілуге тиісті КГТҚ агрегаттарының тізбесі текшелік сынақтардың нәтижелері бойынша белгіленеді. Әдетте, бұл тербелістерді туындатуы мүмкін агрегаттар болуы тиіс.
      1535. Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесінің жұмыс қабілеттілігі мен тиімділігін тексеру.
      КГТҚ ұшуда пайдаланудың жағдайларында тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігін, кедергіден қорғалғыштығының және тиімділігінің талаптарына және техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігін көрсету қажет.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) жүйенің жұмыс қабілеттілігі және КГТҚ жұмысы өлшемдерінің, оның жұмыс істеп кетуі имитациясы кезіндегі өзгеруі. Имитация белгіленген режимдер мен жердегі және ұшудағы газдың ең жоғары температурасы бар КГТҚ ауыспалы процестері кезінде орындалуы тиіс;
      2) жүйенің электр блоктарының оларға ұшақтың басқа функционалдық жүйелерінің ықпалы кезіндегі және жердегі қызмет көрсету құралдарының, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, электрлі магниттік сәуле шығару және т.б. қуат көздерін қосу кезіндегі кедергіден қорғалғыштығы;
      3) пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшақта (турбинаның қызып кетуінен қорғау жүйесінің жалған жұмыс істеп кетуін болдырмау үшін) КГТҚ қалыпты жұмысы кезінде болуы мүмкін газдың ең жоғары температурасының ауытқуларын өтеуге талап етілетін істелген жұмыс жүйесінің өлшемі бойынша қордың жеткіліктілігі;
      4) КГТҚ өлшемдерінің болжамды өзгерісінің имитациясы кезіндегі жүйенің жұмысына кірісуді туындататын, оның істен шығу жағдайындағы жүйе жұмысының тиімділігі. Тексеру жағдайын арнайы талдаумен белгілеген жөн;
      5) пайдаланудағы жүйенің жұмысын бақылау құралдарының, егер ол бар болса, жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      1536. КГТҚ мұз қатуға қарсы жүйенің (МҚЖ) жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Тексеру КГТҚ конструкциясына кіретін оны басқару мен бақылау құралдарының элементтерімен КГТҚ мұз қатуға қарсы жүйесін ұшуда пайдалану жағдайларындағы жұмыс қабілеттілігін және соңғысының өлшемдерге қол жетімсіз әсер етпейтіндігін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді "құрғақ" ауада ғана орындауға рұқсат берілетін жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн.
      Ұшу сынақтары 11000 м қоса алғанға дейінгі немесе КГТҚ пайдаланудың ең жоғары биіктігіне дейін ұшудың әр түрлілілік биіктерінде, оны пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес ұшу жылдамдығының пайдаланудағы күтілетін диапазонын қамти отырып, өткізілуі тиіс. Аз газды немесе бос жүріс режимінен ең жоғары режимге дейінгі диапазондағы әр түрлі режимдерде жүргізілетін сынақтар кезінде:
      1) МҚЖ жұмыс қабілеттілігі (мысалы, жылытатын элементтердің жылу жағдайын сипаттайтын өлшемдер, жылыту жүйесінің өлшемдері бойынша және т.б.), КГТҚ конструкциясына кіретін МҚЖ басқару мен бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      2) МҚЖ жұмысының КГТҚ өлшемдеріне әсері бағалануы тиіс.
      1537. КГТҚ жұмысын ұшуларда үлгілік бейін бойынша тексеру. КГТҚ текшелік ресурстық сынақтардың режимдерін таңдау шынайлылығын растау үшін кем дегенде 50 пайдалану циклдарының көлемі мен пайдаланудың күтілетін жағдайларында үлгілік бейіндер бойынша тексеру ұшуларда жүргізілуі тиіс.

229. КГТҚ-ның ұшақты сертификаттау кезіндегі сынақтары

      1538. КГТҚ ұшақты сертификаттау кезіндегі ұшу сынақтарынан мынадай тексерулер бойынша қанағаттанарлықпен өтуі тиіс:
      1) 1531-тармаққа сәйкес бос жүріс пен жүктеме режимдеріндегі КГТҚ;
      2) КГТҚ реттеу жүйелері;
      3) КГТҚ іске қосу;
      4) ұшақты топтастыру жағдайларында КГТҚ элементтерінің тербелісті сипаттамалары;
      5) турбинаны қызып кетуден қорғау жүйелері;
      6) КГТҚ (МҚЖ) мұз қатуға қарсы жүйелер және оның табиғи мұз қату жағдайларындағы жұмыс қабілеттілігі;
      7) КГТҚ газдинамикалық орнықтылық қорларының жеткіліктігі;
      8) қадамдық ГТҚ және КГТҚ шығатын газдардың КГТҚ-ға кіру мүмкіндігі және түсу салдарлары;
      9) ұшақтағы КГТҚ пайдалану циклының өлшемдері;
      10) КГТҚ пайдалану технологиясы.
      1539. Мемлекеттік сынақтарға ұсынылатын немесе олардан өткен КГТҚ конструкциясы және осы түр үлгісінің негізгі деректері бойынша толық сәйкес келетін КГТҚ тап болуы тиіс. Сынақтар жоғарыда көрсетілген үлгіден өзгешелігі бар, тексеріліп отырған сипаттамаларға елеулі ықпал етпейтін сол үлгідегі басқа КГТҚ-да жүргізілуі мүмкін.
      1540. Сынақтар КГТҚ тағайындалған сол бір үлгідегі ұшаққа жүргізілуі тиіс. Сынақтардың жекелеген бөліктерін ұшпа зертханада, егер онда көмекші қуатты қондырғы (КҚҚ) элементтерінің, сондай-ақ КГТҚ байланысты немесе оған КГТҚ тағайындалған ұшақтың элементтері мен жүйелерінің жұмысы әсер ететін конструкциясы мен топтамасы жеткілікті түрде толық (тексерілген сипаттамаларға қатысты) ұдайы өндірілген болса, орындауға рұқсат беріледі.
      1541. Сынақтар кезінде КГТҚ байланысты ұшақтың функционалдық жүйелерінің жұмысындағы болуы мүмкін ауытқуларға әсері, егер осы әсерді елеулі деп есептеу негіз болса, бағалаған жөн.
      1542. КГТҚ тағайындалған ұшақты сертификаттау кезінде және оның ресурсы бірінші күрделі жөндеуге дейін "ұшаққа орнатылғанға дейін" КГТҚ сертификаттау кезінде белгіленгенмен салыстыру кезінде сынақтардың осы уақытына алып келген нақты көлеміне сәйкес көбейтілуі мүмкін.
      Бұл ретте, сынақ циклына ұшу сынақтарының деректерінен сәйкес нақтылаулар енгізілуі мүмкін. Белгіленген алғашқы ресурстың бірінші жөндеуге дейінгі растауында ұшақта КГТҚ пайдалану сынақтары жүргізілуі тиіс. Екі КГТҚ сынақтарының барысында бірінші күрделі жөндеуге дейінгі алғашқы ресурстың кем дегенде жартысын олардың біреуінің кейіннен ақауын табу арқылы ұшақта аяқтауы тиіс.
      Егер басқа КГТҚ-ның ұшудағы істелген жұмысы ұшақты сертификаттау сәтінде белгіленген бірінші күрделі жөндеуге дейінгі ресурсынан кем болса, онда ол баламалы-циклдық сынақтар бағдарламасы бойынша немесе кейіннен бөлшектеу мен ақауларын табу арқылы белгіленген ресурсқа тең жалпы істелген жұмысқа дейінгі пайдалану бағдарламасы бойынша текшедегі сынақтарға тап болуы тиіс.

230. КГТҚ ұшу сынақтары

      1543. Бос жүріс пен жүктеме режимдеріндегі КГТҚ жұмысын тексеру.
      Жұмыстың белгіленген режимдеріне КГТҚ және оны ұшақта пайдалану жағдайларындағы, қозғалтқыштың барынша еңкеюі мен оның роторына гироскопиялық-жүктеме жасайтын ұшу режимдерін қоса алғанда, ауыспалы процестер кезінде КГТҚ тексеру:
      1) КГТҚ және оның отын және май жүйелерінің жұмыс орнықтылығы мен өлшемдерінің техникалық құжаттамада көрсетілген деректерге сәйкестігі;
      2) КГТҚ жұмысын бақылау құралдарының пайдаланудағы және ауа мен электр қуаттарын таңдап алу агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі расталуы тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ және оның отын мен май жүйелерінің РП регламенттелген белгіленген режимдердің негізінде, КГТҚ реттеу мен басқару бағдарламалары үшін тән белгіленген аралық режимдеріне, аз газды режимнен бос жүріс режиміне дейін өту кезіндегі ауыспалы процестер кезінде және әр түрлі қабылдағыштарды жекелей және рұқсат етілген бір мезгілде қосу кезіндегі ауа мен электр қуатын таңдап алуды қосу және ажырату кезінде жер жағдайлардағы жұмысының сипаты мен өлшемдері;
      2) барлық үлгілік режимдерде және КГТҚ пайдалануға РҰП рұқсат етілген ұшу кезеңдерінде КГТҚ және оның отын мен май жүйелері жұмыстарының сипаты мен өлшемдері, оның ішінде:
      әр түрлі биіктіктерде пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу жылдамдығының диапазоны қамтылған КГТҚ пайдаланудың күтілетін ең жоғары биіктігін қоса алғанда, деңгейлес белгіленген ұшуда бағалануы тиіс. Сонымен бірге, КГТҚ жұмысы белгіленген режимдерде және ауыспалы процестерде тексерілуі тиіс;
      ұшақтың шекті - қол жетімді өлшемдермен, атап айтқанда, жүктемелердің ең жоғары қол жетімді шамасы кезінде ең жоғары қол жетімді кренді оң және сол вираждармен; оң және теріс жүктемелер "дөңестер" мен "сырғанаулар" ең жоғары қол жетімді шамамен және ең жоғары болуы мүмкін немесе қол жетімді ұзақтықпен туындайтын іс-әрекетпен; биіктікті алумен және ұшақ тангажының оң және теріс бұрыштарымен пайдалануда күтілетін ең жоғары төмендеумен маневрлер орындау кезінде бағалануы тиіс. Сынақтар КГТҚ режимдерінің осы жағдайларында барлық қолданғандарды қамтуы тиіс;
      3) қозғалтқыштың ұшуда пайдалану жұмыстарын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі;
      4) КГТҚ конструкциясына кіретін ауаны және электр қуатын таңдап алу агрегаттарының жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ жұмысының сипаты мен өлшеміне жердегі жел жағдайлары атмосфералық ауаның температурасы мен қысымының әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануы тиіс.
      1544. КГТҚ реттеу жүйесін тексеру.
      Пайдалану жағдайында КГТҚ ұшақта тексеру КГТҚ реттеу жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, реттеу сапасы мен жүйенің басқа ұшу-пайдалану сипаттамаларының талаптарына және техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігін растауы тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ жұмысының белгіленген режимдерінде реттеудің функционалдық кіші жүйелерінің әрқайсысының жұмыс аймағындағы реттелетін және шектелетін өлшемдерді ұстап тұрудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      2) ауыспалы процестерді реттеудің берілген бағдарламаларымен [іске қосу кезінде және бос жүру (аз газды) режимінен жұмыс режиміне және кері режимге өтуі], осы процестер кезінде реттелетін және шектелетін өлшемдердің ең жоғары шамасы мен ауытқулар ұзақтығы өлшемдерін ұстап тұрудың орнықтылығы мен дәлдігі;
      3) электрондық блоктар жүйесінің оған ұшақтың басқа функционалдық жүйелері мен қызмет көрсетудің жердегі құралдарының, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, электрлік магниттік сәуле шығарудың қуатты көздерін қосу кезіндегі ықпалы жағдайындағы кедергіден қорғалғыштығы;
      4) қолда бар өзін өзі бақылайтын жүйе мен оның жұмысын пайдалану кезінде бақылайтын құрылғылардың жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде мынадай факторлардың жүйе жұмысының сипаттамаларына әсер етуі (егер ол елеулі болып көрінсе) бағалануы тиіс:
      1) әрбір функционалдық кіші жүйелердің жұмысы саласындағы ұшу биіктігі мен жылдамдығының өзгеруі;
      2) ұшақтың кеңістіктегі және ұшудың динамикалық факторларындағы (сатылас жылдамды, жүктелімдер) жағдайы;
      3) реттеу агрегаттарын қоршаған ортаның температурасы.
      1545. КГТҚ іске қосуды тексеру.
      Пайдалану жағдайларында КГТҚ ұшақта тексеру талаптарына және пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы жерде және ұшуда КГТҚ суықтай және ыстықтай іске қосудың техникалық кұжаттамасының деректеріне сәйкес өрт қауіпсіздігін және қамтамасыз етілгендігін растауы тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен өткізген жөн, олардың:
      1) КГТҚ өлшемдері мен жердегі суықтай және ыстықтай іске қосу жағдайындағы іске қосу жүйелері;
      2) ауа жинағыштың ашық және жабық жармалары жағдайында ұшудағы КГТҚ ротациясы режиміндегі айналу бағыты мен жиілігі;
      3) КГТҚ өлшемдері мен оның ұшудағы іске қосу жағдайында, оның ішінде оның жұмысындағы ұзақ жылдық үзілістен кейін үлгілік крейсерлік ұшу ішінде авариялық энергия көздерінен іске қосу кезіндегі іске қосу жүйелері;
      4) КГТҚ іске қосу кезінде, оның ішінде РП сәйкес орындалатын қайталап іске қосу кезінде пайдаланудың өрт қауіпсіздігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ іске қосу қасиеттеріне мынадай факторлардың әсер етуі бағалануы тиіс:
      1) жердегі іске қосулар кезінде жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) КГТҚ ажырату сәттері мен оның келесі іске қосылуының басталуы арасындағы үзілістің ұзақтығы;
      3) іске қосу құрылғысының іске қосу кезіндегі және энергия қорегінің өлшемдеріндегі КГТҚ басқару мен реттеу аппаратураларының реттеудегі техникалық жағдайларымен жол берілетін ауытқулары.
      1546. Ұшақтық топтастыру жағдайларындағы КГТҚ элементтерінің тербелісті сипаттамаларын тексеру.
      Тексерудің текшелік жағдайларда тербелістік деңгеймен салыстырғанда ұшулардағы пайдалану жағдайларында КГТҚ корпустары мен агрегаттарының тербелістерін қол жетімсіз көбейтудің болмауын белгілеуге және тербелістер деңгейінің Нормативтік-техникалық құжаттамасының сәйкестігін көрсетуге, сондай-ақ КГТҚ тербелістерін бақылаудың борттық жүйесінің жұмыс кабілеттілігін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен өткізген жөн, оларды:
      1) КГТҚ тексерілетін жағдайлар мен режимдердегі КГТҚ корпустары мен агрегаттарының тербелісті сипаты мен деңгейі, сондай-ақ ажыратылған КГТҚ корпустары мен агрегаттарының тербеліс деңгейі;
      2) КГТҚ тербелістерін бақылаудың борттық жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, жарамды КГТҚ қалыпты жұмысы кезінде осы өлшемнің ауытқуларын өтеу үшін талап етілетін тербелістердің ең жоғары деңгейінің авариялық белгі берушінің істелген жұмыс өлшемі бойынша қордың жеткіліктілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде КГТҚ-ның тербелісті сипаттамаларына мынадай факторлардың әсер етуі (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануға тиіс:
      1) жердегі жел жағдайлары, атмосфералық ауаның температурасы мен қысымы;
      2) қадамдық қозғалтқыштардың жұмысы.
      КГТҚ корпустарының сипаты мен тербеліс деңгейін тексеруді оның ұшаққа бекітілетін тораптарының орналасу қуыстарында және пайдаланудағы тербелістің борттық бақылауына арналған орындарда орындаған жен.
      Тербелісі тексерілуге тиісті КГТҚ агрегаттарының тізбесі сынақтардың нәтижелері бойынша белгіленеді.
      1547. Турбинаны қызып кетуден қорғау жүйесін тексеру.
      Жұмыс жағдайларында КГТҚ ұшақта тексеру жүйенің жұмыс қабілеттілігінің және кедергіден корғалғыштығының және оның басқа ұшу-пайдалану сипаттамаларының талаптарына және техникалық құжаттаманың деректеріне сәйкестігін растауы тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) жүйенің жұмыс қабілеттілігі және КГТҚ жұмысы өлшемдерінің, оның істелген жұмыс имитациясы кезіндегі өзгеруі. Имитация белгіленген режимдерде және жердегі және ұшудағы газдың ең жоғары температурасымен КГТҚ ауыспалы процестері кезінде орындалуы тиіс;
      2) жүйенің электр блоктарының оларға үшақтың басқа функционалдық жүйелерінің ықпалы кезіндегі және жердегі қызмет көрсету құралдарының, мысалы, электр қорегі өлшемдерінің ауытқулары, электрлік магниттік сәуле шығару және т.б. куат көздерін қосу кезіндегі кедергіден қорғалғыштығы;
      3) пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұшақта (турбинаның қызып кетуінен қорғау жүйесінің жалған жұмыс істеп кетуін болдырмау үшін) КГТҚ қалыпты жұмысы кезінде болуы мүмкін газдың ең жоғары температурасының ауытқуларын өтеуге талап етілетін істелген жұмыс жүйесінің елшемі бойынша қордың жеткіліктілігі;
      4) пайдаланудағы жүйенің жұмысын бақылау құралдарының, егер ол бар болса, жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      1548. КГТҚ мұз қатуға қарсы жүйенің (МҚЖ) және табиғи мұз қату жағдайларындағы оның жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Жұмыс жағдайларында КГТҚ ұшақта тексеру сынақтардың және жүйенің ұшу сынақтарының есеп айырысу нәтижелерін және олармен жиынтығын ескерілген жағдайларда ұшақтың РеП сәйкес МҚЖ пайдалану кезінде көрсетуді, КГТҚ жұмысында бұрмалаушылықтардың туындауы мүмкін еместігін растауы тиіс.
      Ескерту. Табиғи мұз қату жағдайларында ұшақты пайдалану кезінде КГТҚ жұмыс қабілеттілігін бағалау бойынша сынақтардың, егер КГТҚ МҚЖ қолданылмайтын жағдайда, жүргізілгені жөн.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен "құрғақ" ауада және мұз қатуды бақылау жағдайларында жүргізген жөн. Сынақтардың КГТҚ қолданылатын диапазонға сәйкес келетін жылдамдықтардағы ұшу биіктіктерін диапазонда белгіленген бағдарламамен жүргізілуі қажет.
      Сынақтар КГТҚ қолданылатын диапазонға сәйкес ұшу жылдамдығының биіктік диапозонының белгіленген бағдарламасында жүргізілуі тиіс.
      Сынақтармен:
      1) МҚЖ КГТҚ жұмыс қабілеттілігінің сипаттамалары (мысалы, МҚЖ түріне байланысты жылытатын элементтердің жылу жағдайы, жылыту жүйесінің өлшемі және т.б. және МҚЖ-тың қолданылатын ерекшеліктері;
      2) МҚЖ жұмысының КГТҚ өлшемдеріне әсері бағалануы керек.
      3) мұз қату жағдайындағы МҚЖ тиімділігі, КГТҚ жұмысына қалған тұз түзудің әсері.
      Сынақтар кезінде 1 минут ұзақтықта МҚЖ косылуының кешігуі КГТҚ жұмысына әсері, сонымен қатар мұз қату жағдайында және РеП сәйкес анықталған ұшу ұзақтығының әсері бағалануы керек.
      1549. КГТҚ орнықтылық қорлардың газдинамикалық жеткіліктілігін тексеру.
      КГТҚ ұшақта пайдалану жағдайындағы ұшақты пайдалануда барлық күтілетін жағдайларла КГТҚ берілген түріндегі орнықты жұмыс жамауына кепілдік беретін орнықтылығының газдинамикалық қордың жеткілікті болуын тексеруді растау керек.
      КГТҚ орнықтылығының газдинамикалық қоры бойынша дағдарысты деп танылған пайдалану режимі жағдайындағы жер бетіндегі және ұшу сынақтарына тексеру жүргізу керек. Қордың жеткілікті екенін расталған кезде төмендегі әдістердің бірі пайдаланылуы мүмкін:
      1) КГТҚ орнықтылығының газдинамикалық қоры әдейі кішірейтілген, мысал, құралым элементтерінің, басқару бағдарламаларының езгеруі, сыртқы әсердің көбеюі есебінде бір данасының орнықты жұмыс істеуін көрсету. Қосалқының азаюы сынақ кезінде тікелей қайта өндірілмейтін (мысалы, КГТҚ жасағанға және реттеуге шартты рұқсат қордың шашылуы, ресурстарды қайта өндірілгеннен қордың азаюы) барлық берілген КГТҚ түрі үшін факторлардың әсеріне еліктеу керек. Қосалқыны әдейі азайтудағы көлемі сынақ бағдарламасымен бекітілуі керек;
      2) дұрыс жамалған және реттелген, жеткілікті деп танылған КГТҚ көп мөлшердегі орнықты жұмысын көрсету.
      Сынақ жағдайын таңдаған кезде мына факторлар КГТҚ орнықтылығының газдинамикасына (егер ол маңызды деп күтілсе) әсері есептелуі керек КГТҚ:
      1) КГТҚ режимдерімен шартталған диапазонында жұмыс режимдерінің, оны басқару жүйесін және атмосфералық ауа температурасын реттеуге рұқсат беруінің өзгеруі;
      2) (сынақ кезінде алынатын жасанды ауа ағынын пайдалану мүмкін) жердегі желді жағдай;
      3) қозғалтқышқа кіре берісіндегі ауа ағыны өлшемінің деңгейі және ұшу жағдайымен шарттасқан және пайдаланудағы күтілетін жағдайлардағы мүмкіншіліктері мен рұқсат етілуіндегі ұшақ маневрлерімен оның тепе-теңсіздігі.
      Сынақ тек дағдарыс жағдайларын және КГТҚ орнықтылығының газдинамикалық қордың жеткіліктілігіне көз жетерлік дәлел алынбаса текшелік сынақ кезінде пайдалану режимдерін тексеруге жол береді.
      КГТҚ шығуына ГТД және КГТҚ қадамдық жұту газдарының мүмкіндіктерін және салдарын тексеру.
      1550. Тексеру ұшақта мүмкін болатын КГТҚ шығуына ГТД және КГТҚ қадамдық жұту газдарының тиюі, жұмыс орынқтылығының бұзылуын және соңғы шамаларының бұзылуына жол бермейтіндігін көрсету керек.
      Тексеруді орнында жұмыс кезінде немесе ұшақты басқарғандағы жер бетіндегі сынақта жүргізу керек, мұндағы мыналар бағалануы керек:
      1) козғалтқыштардың КГТҚ шығуының әр түрлі режиміне жұмыс істеп тұрудан жұту газдардың тию мүмкіндігі;
      2) оның кіретін жеріне жұту газдардың тиюі кезіндегі КГТҚ жұмысының сипаты мен өлшемі;
      3) КГТҚ кіретін орындағы жұту газдар тиетін жерде режиміндегі ұшақты кондиционерлеу жүйесі үшін КГТҚ алынатын ауаның тазалығы. Бұл жағдайда ауа тазалығын бағалау жүргізілуі керек.
      Сынақ кезінде келесі факторлардың сипаттамалары анықталатындарға әсері бағалануы керек:
      1) желді жағдайларды пайдалануда рұксат етілген диапазонында желдің бағыты мен жылдамдығы;
      2) қадамдық ГДҚ және КГТҚ жұмыстарының режимі. Тексеруді қадамдық ГДҚ жұмыс істеп тұрған кезінде, сол сияқты жұмыс істемей тұрған кезінде жүргізу керек. Кіретін жерге жұту газдарды тиген кездегі КГТҚ жұмысының сипатын жұмыс режимінде, сол сияқты оны ұшырған кездегідей бағалау керек.
      1551. Ұшақта КГТҚ қолданылатын циклінің шамаларын тексеру.
      КГТҚ жұмыс режимінің ұзақтылығы және берілген түрдегі ұшақта баламалы-циклдік сынақтар мен пайдалану бағдарламасы бойынша сынақтардың сыналатын циклдерді анықтау мақсатында КГТҚ күтілетін пайдалану жағдайларындағы қайталануын пайдалану циклінің шамалары анықталуы тиіс. Көлемі ұшу сынақтарының бағдарламасымен анықталады.
      1552. КГТҚ пайдаланушылық технологиялығын тексеру.
      Тексеру ұшақта пайдалану жағдайларында КГТҚ, олардың бөлшектеріне, тораптары мен РЭ және РО КГТҚ нұсқауларға сәйкес жүйелер агрегаттарына техникалық қызмет көрсету мен ауыстыруда ыңғайлы, қауіпсіз және бақылаулы қарау мүмкіндігінің қамтамасыз етілгендігін көрсету керек.
      РО нұсқалған тұрақ жағдайында және басқа жағдайда ұшақта тікелей өткізу қажет болатын тексеру кезінде мыналарды бағалау керек:
      1) КГТҚ бөлшектеріне, тораптарына, агрегаттарына, механикалық бұзылуды байқайтын құралдарға техникалық қызмет көрсету мен ауыстыруда ыңғайлы, қауіпсіз және бақылаулы қарауды талаптарына және РЭ мен РО нұсқауларына сәйкес қамтамасыз ету;
      2) консервациялау және консервациядан алу рәсімдерін қамтамасыз ету;
      3) КГТҚ роторының (роторларының) баяу айналымының ыңғайлылығы мен қамтамасыз етілуі;
      4) гидрожетектерді тексеру мен басқаруды қамтамасыз ету. Тексеруді ұшақты пайдалануда әртүрлі климаттық жағдайларда жүргізген жөн.

231. КГТҚ сериялық және жөндеулік сынақтар

      1553. КГТҚ сериялық және жөндеулі бағдарламалармен нұсқалған өткізу және бақылау текшелік сынақтар мен іріктеулерге, қажет болған жағдайда тағы да қосымша сынақтарға тап болады. Қажет болған жағдайда жөндеуді КГТҚ сынаған кезде нұсқалған өткізу және бақылау бағдарламаларынан айырмашылығы бар сынақтардың әдістері мен шарттары көзделуі мүмкін.
      КГТҚ белшектелгеннен қейін бөлшектер жағдайларын тексеру мен сынақтар және іріктеулер мөлшері, егер құраманың, сапаның және жасап шығаруды бақылаудың кемелдігі, сонымен қатар жөндеуаралық ресурстар ішінде КГТҚ жұмыс қабілеттілігін қамтамасыз ететін сынақтардың әдістері көрсетілсе, қысқартылуы мүмкін.
      1-ескерту. КГТҚ кез келген сынақтар немесе іріктеулер мөлшерін кеміту пайдалануда немесе оның құралымында едәуір өзгерістер енгізген кезде КГТҚ жұмыс қабілеттілігінің нашарлауы кезінде қайта қаралуы мүмкін.
      2-ескерту. КГТҚ жөндеулік сынағының көлемі сериялық КГТҚ сынағы көлемінен айырмашылығы болуы мүмкін.
      3-ескерту. Өндіріс кезінде КГТҚ аз сериялы сынақтары мен іріктеулер саны КГТҚ берілген мөлшеріндегі сынақтардың оң нәтиже негізінде емес, қолдануда берілген КГТҚ түрінің жалпы істелген жұмыс негізінде кемітілуі мүмкін.
      1554. КГТҚ жөндеулік және сериялық сынақтар өткізу мен бақылау деп бөлу керек.
      Өткізу сынақтардың мақсаты:
      1) КГТҚ жасау және жинау сапасының техникалық шарттарына сәйкес тексеру;
      2) КГТҚ жиынтығындағы бөлшектер мен агрегаттарын жұмыс істетуді жүргізу;
      3) КГТҚ негізгі берілгендерінің берілген техникалық шарттармен сәйкестігін растау.
      Бақылау сынақтарының мақсаты:
      1) КГТҚ қайта жинау (өткізу сынақтан кейінгі) сапасының техникалық шарттарына сәйкестігін тексеру;
      2) КГТҚ жиынтығындағы бөлшектер мен агрегаттарын жұмыс істетуді жүргізу;
      3) КГТҚ басқару мен реттеуін, шамалары мен сипаттарының берілген техникалық шарттарға сәйкестігін тексеру;
      4) КГТҚ негізгі айтылғандармен берілген техникалық шарттарға оның қабылдағышына сәйкестігін ресми түрде растау болып табылады.
      Ескерту. Тиісті негіздеме жағдайында өткізу және бақылау сынақтары бірлесуі мүмкін.
      1555. Сынақтар жалпы талаптарға сәйкес өткізу және бақылау сынақтарының бағдарламасында берілген бірізділікпен, сонымен қатар келесі қосымша ережелермен жүргізілуі керек:
      1) КГТҚ шығу өлшемдерін статистикалық жағдайда өлшеу (электрлік қуатындағы алынатын ауаның өлшемдер) қабылданған түрдегі сынақ текшесінде жүргізілуі керек;
      2) сынақтар кірудегі майдың ең жоғарғы температурада КГТҚ жұмысын енгізу керек. Осыған сәйкес режимге кірудегі майдың ең жоғарғы температурасы мен осы температураның көлеміндегі жұмыс уақыты сынақтар бағдарламасында көрсетілуі тиіс. Мұндай сынақтарды, егер бар материалдар қажеттілігінің жоқ екенін дәлелдесе, өткізуге болады;
      3) егер өткізу сынақтарының процесінде кез келген негізгі бөлшек пен торапты ауыстыру қажет болса, бұл сынақтар немесе оның бір бөлігі сәйкес көлемде қайталануы тиіс. Егер өткізу сынақтарының процесінде кез келген көмекші құрал мен бөлшектің элементтерін ауыстыру қажет болса, онда мұндай ауыстыру тек қолданыстағы сериялық өндіріс құжаттамасына сәйкес КГТҚ басқа данасында сынақтан өткен элемент пен бөлшекке рұқсат етіледі;
      4) КГТҚ орнатылған барлық агрегат жетектері, өткізу сынақ кезінде текшелік агрегаттармен немесе арнаулы жабдықтармен қабылданған әдіспен, жүктеме сәтінде пайдалану көлеміне сәйкес келумен жүктелуі керек;
      5) өткізу және бақылау сынақтарының бағдарламалары оған арнап ауа таңдау үшін белгіленген КГТҚ көздеу керек. Сынақтар КГТҚ белгіленген қосылған ауа тартқыштар мен жүйелер қызметінің және реттеу агрегаттары қанағаттанғандықпен КГДҚ жұмысының сенімді екенін көрсету керек;
      6) егер басқасы сынақтар бағдарламасымен белгіленбеген болса, шығатын КГТҚ жабдығы үшін белгіленген сынақтар өткізу көзделу керек;
      7) барлық сынақтар кезінде КГДҚ түрі үшін расталған отын, май пайдаланылуы керек.
      1556. КГДҚ жұмысына ортақ баға беруге қосымша және оның сипатын анықтау үшін келесі мәлімдердің көлемдерінің мағынасын қамтамасыз ету керек:
      1) ең жоғарғы және ең төменгі режимдердегі келтірілген газдың температурасы. Бұл температуралар расталған ең жоғарғы мөлшерден аспауы керек. Барлық өлшенген газ температурасының мөлшері сынақтардан алынған орташа температурадан ауытқу шегінде болуы керек;
      2) келтірілген ең жоғарғы және ең жоғарғы ұзақ режимдегі қуатты мөлшерлер. Бұл мөлшерлер КГТҚ берілген түріне мемлекеттік сынақтар негізінде белгіленген және сәйкес шегінде болуы керек;
      3) мәлімдеген режимдегі КГТҚ отынының келтірілген шығыны;
      4) ең жоғарғы ұзақ режимдегі май қысымы;
      5) майларды айдау (айналым шығыны); егер май құйған бак КГТҚ ажырамас бөлігі болса, онда айдауды бақылау сынақтарының 4-бөлігін орындау кезінде өлшеу керек;
      6) майдың орташа сағаттық шығыны.
      1557. Өткізу және бақылау сынақтарын сәйкестендірген кезде сынақтардың кемітілген бағдарламасы мыналарды:
      1) КГТҚ жұмыс істеуін;
      2) берілген техникалық шарттар шамаларының және сипаттарына сәйкес КГТҚ жүйеге келтіруді реттеу мен тексеруді;
      3) КГТҚ негізгі деректердің техникалық жағдайлардағы берілген сәйкестігін растауды;
      4) КГТҚ қабылдауды қамтуға тиіс.

232. Өткізу сынақтары

      1558. Өткізу сынақтары бағдарламасы 30-кестесінде көрсетілген жұмыстар мен тексерулердің түрлерін қарастыруы керек.

                                                   30-кесте

Бөлік

Жұмыстың сағ-минут ұзақтығы

КГТҚ жұмысының режимі

1

-

Жіберу үшін (олардың бірі суық)

2

-

Нұсқалған бағдарламаға сәйкес КГТҚ жұмыс істеуі

3

-

КГТҚ жұмыс қабілеттілігін растауға қажетті тексерулер (мысалы, отынның ағуының жоқтығын тексеру және т.б)

4

0-05

Бос жүру

5

0-30

Ең жоғарғы ұзақ режим

6

0-05

Ең жоғарғы режим

7

-

Аралық режим

8

-

Ең жоғарғы ұзақ режимінен бос жүруге дейінгі және кері жүктеменің үш өзгеруі. Режимнің төмен түсуі кезіндегі іріктеуді тоқтату 0,5-1 с ішінде жүзеге асады.

      1-ескерту. 5-бөліктегі сынақтардың ұзақтығын қысқартуға, егер ол лайықты деп танылса, рұқсат беріледі.
      2-ескерту. Егер ең жоғарғы режимде КГТҚ үздіксіз жұмыс уақыты 5 минуттан кем болса, онда осы режимдегі жұмыс уақыты жол берілген техникалық шарттарға сәйкес келуі керек.
      1559. Өткізу сынақтардан кейін КГТҚ бөлшектерінің жағдайын тексеру үшін бөлшектенуі керек. КГТҚ ақауын тапқаннан кейін жинау және бақылау сынақтарына арналған текшеге орнату керек. Егер ақауын табуға жеткілікті деп танылса, қысқартылған көлемде (тораптық) бөлшектеуге жол беріледі.
      1560. Өткізу сынақтарының көлемін қысқартқан кезде сыналатын агрегаттардың жетелеген жүктемесімен КГТҚ (процент) саны анықталады. Сыналатын КГТҚ бұл сан бірте-бірте агрегаттардың жетелеген жүктемесімен сынақтардың мүлдем жоғалуына дейін азаяды.

233. Бақылау сынақтары

      1561. Бақылау сынақтарының бағдарламасы 31-кестеде көрсетілген тексеру түрлерін қарастыруы керек.

                                                31-кесте

Бөлік

Жұмыстың сағ-минут ұзақтығы

КГТҚ жұмысының режимі

1

-

КГТҚ орнатылған және пайдалануда пайдаланылатын ұшыруға арналған құрылғылары арқылы үш ұшыру (олардың бірі суық)

2

-

Бағдарламада нұсқалған КГТҚ жұмыс істеуіне сәйкес

3

-

КГТҚ жұмыс қабілеттілігін
растауға қажетті тексерулер
(мысалы, отынның ағып кетуі жоғын
тексеру және т.б)

4

0-15

Ең жоғарғы ұзақ режим

5

-

Бос жүру режимінен ең жоғарғы дейін және ең жоғарғы режимінен бос жүру режиміне дейінгі
жүктеменің үш өзгерісі. Ең жоғарғы режимнен бос жүруге ауаны іріктеуді тоқтатудың жалғасымдылығы 0,5-1 с ішінде жүзеге асады

6

0-05

Ең жоғарғы ұзақ режим
Ең жоғарғы режимдерден бос жүруге
дейінгі диапозонында КГТҚ сипатын
анықтау.

7

-

Жүктеме азайған кезінде кем дегенде 4 нүкте, ал көбейтілген кезде кем дегенде 5 нүкте алынуы керек

      1-ескерту. 1 бөлімдегі сынақ жалғасушылығын азайту, егер орынды деп танылса жол беріледі.
      2-ескерту. Жұмыс ұзақтығы 6-бөлімдегі берілген режим үшін, егер ол кем дегенде 5 минут болса, техникалық жағдайлары бойынша рұқсат етілген үздіксіз жұмыс уақытына сәйкес келуі керек.

234. Қосымша сынақтар

      1562. Кезеңдік (комиссиялық) және технологиялық сынақтарды енгізетін қосымша текшелік сынақтар, сериялық және жөндеулік КГТҚ тап болуы керек.
      Комиссиялық сынақтар шығарылатын өнім сапасының тұрақтылығын тексеруі қажет.
      Технологиялық сынақтар мыналарды тексеруі керек:
      1) сериялық және жөндеулік КГТҚ жетілдіру үшін енгізілген құралымдық және технологиялық өзгерістер;
      2) жөндеулік КГТҚ шекті тозулар мен саңылаулар кестесі;
      3) КГТҚ жөндеуге арналған топтық жиынтықтың құрамы.
      1563. КГТҚ сериялық өндіріс үшін газдинамикалық орнықтылық қорының тұрақтылығын бақылау әдісі пысықталуы керек және тексерудің кезеңділігі бекітілуі тиіс.
      1564. Белгілі бір кезең уақытында шығарылған, техникалық құжаттамамен бекітілген партиялардан еркін таңдап алынған бір КГТҚ, комиссиялық сынақтан 150-сағаттық текшелік сынақтардың бағдарламасы бойынша сәтті өтуге тиіс.

235. Ресурстардың өсуі

      1565. Жалпы талаптар.
      Сериялық КГТҚ белгіленген ресурстың өсуі жүзеге асуы керек.
      Күрделі жөндеуге дейінгі және сериялық КГТҚ жөндеу аралық ресурсының ресурстық өсуі, барлық КГТҚ берілген модификация немесе берілген сериялардың модификация парктері үшін жүргізілуі керек.
      Қажет болған жағдайда сынақ айналымындағы ресурстардың өсуін (белгіленген бірінші күрделі, жөндеу аралық жөндеуге дейін) растаған кезде КГТҚ парктерінің іс жүзіндегі пайдалануы туралы жиналған деректерге сәйкестігін нақтылауды енгізу керек.
      1566. КГТҚ берілген ресурсының өсуі.
      КГТҚ уақытша берілген ресурсының өсуі баламалы-айналым сынақтарымен расталады.
      КГТҚ уақытша берілген ресурсының бөлшегі мен торабының өсуі олардың баламалы-циклдық сынақтары негізінде жүргізіледі. Бұл сынақтарды жүргізген кезде пайдалануда алдын ала істеген жұмысы бар бөлшектер мен торабтарды пайдалану ұсынылады.
      Пайдалануда Л/э істеген жұмысы бар бөлшектер мен торабтардың баламалы-айналым сынақтарын жүргізген кезде, уақытша берілген ресурс мына формула бойынша анықталады
      Ni= Ny + N e $ ,
         n      n e
      мұнда n э - материалдар қасиетінің ыдырауын және пайдалану шарттарын ескеретін қосалқы коэффициенті, n y = n y +2
                                                n y
 
(бірақ кем дегенде 1,2);
      n э -N э пайдаланудағы сәтті істеп өтеген, пайдалану айналымдарының, берілген бөлшектер мен тораптар даналарының саны;
      n и - 9.5.4.1.5 бойынша n и байланысты қабылданады;
      n и - $ сәйкес коэффиценті кезінде ұқсас-айналыс сынақтарынан сәтті өткен берілген бөлшектер мен торабтар даналарының саны;
      N и - берілген бөлшектер мен тораптардың ұқсас-айналыс сынақтары кезінде істеп өтеген айналым саны;
      - бойынша қабылданады.
      1567. Бірінші күрделі жөндеуге дейінгі ресурстардың өсуі.
      Бірінші күрделі жөндеуге дейінгі өскен ресурстар екі КГТҚ ұқсас-айналыс сынақтарымен расталады.
      Ресурстардың өсуі кезінде КГТҚ парктерін пайдалану нәтижелері туралы және жұмыс істеген ресурстар шегінде жөндеу кезіндегі КГТҚ ақаулығы туралы мәліметтер ескерілуі керек. Қосымша диагностикалық ақпараттар алу үшін істелген жұмыстың әр 150-300 сағат сайын ең көп істелген жұмысы бар КГТҚ ішінен 1-2 КГТҚ бөлшектеу және ақаулығын табу жүргізу ұсынылады. Аталған КГТҚ есебінен басқа себептермен қолданыстан шығарылған КГТҚ пайдалануға рұқсат етіледі.
      Баламалы-айналыс сынақтар өскен ресурстарға байланысты сынақтар айналымының саны бойынша артығымен жүргізіледі. 1000 сағат ресурстары кезінде артығы 20% қабылданады, айналым сынақтарының саны бойынша үлкен ресурстары кезінде көбейтілген істелген жұмысқа белгіленген ресурсқа байланысты 200 сағатқа сәйкес болуы керек.
      Сағатта және пайдалану айналымында КГТҚ іс жүзіндегі істелген жұмыстың толық сынағымен бұрын пайдалануда жұмыс істеген белгіленген немесе оның бөлшегі сынақтар айналымының қажетті мөлшерге дейін жөндеу арқылы сынақтар өткізілуі мүмкін.
      Сынақтан сәтті өткен КГТҚ, бөлшектеусіз ресурстарды әрі қарай өсіру мақсатында сынақтарды жалғастыру үшін пайдаланылуы мүмкін.
      КГТҚ бір сынақ қолдану бағдарламасы бойынша, бірақ артығымен жүргізілуі мүмкін
      1568. Жөндеу аралық ресурстарды орнату.
      Жөндеу аралық ресурстар КГТҚ белгіленген ресурстар шегінде орнатылады.
      Әр жөндеу аралық ресурстарды орнатуда мына жұмыстар жүргізіледі:
      1) шығарушы зауытындағы бір жөндеулік КГТҚ баламалы-айналыс сынағы;
      2) келісілген бағдарлама бойынша жөндеу зауытындағы бір жөндеулік КГТҚ сынағы;
      3) алдыңғы ресурсқа КГТҚ паркін пайдалану тәжірибесін қорытындылау.

236. Ауа винттері

      1569. 10-бөлімде екіден кем емес қадамдық газтрубиналық қозғалтқыш санымен барлық салмақ санаттарындағы ұшақтар қадамын өзгертетін ауалық бұрамдарға қойылатын талаптар айтылған. Бұл талаптарды орындау пайдаланудағы күтілетін жағдайлардағы ауалық бұрамның ұшуға жарамдылығын қамтамасыз ету үшін міндетті болып табылады.
      1550. Ауалық бұрамның 10-бөлімдегі талаптарға текшелік және ұшу сынақтарын есептеу нәтижесінің негізінде, сонымен қатар пайдалану тәжірибесінің негізінде сәйкес келуі белгіленуге тиіс:
      1) "ұшақта орнатқанға дейін" ауалық бұрамын - талаптар көлемінде серификаттау кезінде;
      2) ұшақты - талаптар көлемінде серификаттау кезінде. Бұл кезеңде қанағаттандыратын "ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттаған кезде ауалық бұрамның ұшу сынақтарының оң нәтижелері сертификатталған деп есептеледі;
      3) сериялық шығарылатын және жөндеулік ауалық бұрамдарын талаптар көлемінде бақылау кезінде.
      1571. Техникалық құжаттамаларда ауалық бұрамына Техникалық пайдалану жөніндегі басқарма (ТБ), негізгі мағлұматтар және пайдаланудағы күтілетін жағдайлар ұсынылуы керек. Көрсетілген деректер ауалық бұрамның оны сынаған, сертификаттаған және пайдаланған кездегі ресми мәртебесін құрайды.
      Пайдаланудағы күтілетін жағдайлар, орташаланған ұшу айналымдарын қоса алғанда (ұшу айналымдар) ауалық бұрамның 10-бөлімнің талаптарына сәйкес келуін растайтын, ауалық бұрамдарын және оның бөлшектеріне сынақтар жүргізу бағдарламаларын жасаудағы негіз болуға тиіс.
      1572. Ауа винтінде дайын бұйымдарды пайдалану жұмыстарының шарттарын ескеріп осы бұйымдарды құрастырушылармен келісілуі керек.
      1573. Ауавинті:
      1) агрегаттармен, жүйелермен және датчиктермен;
      2) пайдалануда және техникалық қызмет көрсетуде қажетті техникалық құжаттама жиынтықтарымен;
      3) техникалық пайдалану бойынша басқару (ТБ) және ауалық бұрамның техникалық қызмет көрсету регламенті (ТР) қарастырған борттық құралдар, бейімдегіштер, техникалық қызмет көрсетуді қамтамасыз ететін бақылау-өлшегіш және диагностикалық аппаратуралар жиынтықтарымен;
      4) қосалқы агрегаттар, бөлшектер мен ТР сәйкес техникалық қызмет көрсетуге қажетті жұмсалған материалдар жиынтықтарымен сертификатталуға тиіс.
      1574. Ауалық винт - қозғағышты айналдыратын және ұшақты қозғауға қажетті тартқышты алуға арналған қалақты қозғалтқыш;
      өзгертілген қадамның ауа винті - қалақтары жұмыс уақытында автоматты түрде немесе қолмен басқару арқылы өз өсінен айнала алатын және қажетті бұрышта орнығатын ауа винті;
      ауа винтінің втулкасы - қалақтарды қозғалтқыш валдарымен (редукторлармен) біріктіретін ауа винтінің бөлігі;
      қадамды орталыққа келтіретін ауыртпалық - ауа винтінің қадамдарының үлкейтілуі арқылы тарқатылуын болдырмауға арналған қорғаушы құрылғы;
      қадамды орталыққа келтіретін орнықтырғыш - ауалық бұрам қадамдарының орнықтырылуы арқылы тарқатылуын болдырмауға арналған қорғаушы құрылғы;
      ауа винтін реттеуші - ауалық бұрамның қадамын басқаратын және айналымының берілген жиілікті автоматты түрде қолдаушы қозғалтқыш агрегат;
      реттеу жүйесі мен ауалық бұрамды басқару - қалақтарды қондырғанда бұрышы өзгерілген ауалық бұрамның айналым жиілігін реттеуге арналған жүйе;
      флюгерлеу жүйесі - ауалық бұрамның қалақтарын флюгерлік жағдай мен автоматты қолмен қосылатын түрге өткізуге арналған жүйе;
      ауалық бұрамның қуаты - ауалық бұрамды айналдыруға қозғалтқыштың жұмсалатын қуаты;
      ауалық бұрамның теріс тарту күші - ұшақ қозғалысының қарама-қарсы бағытындағы ауалық бұрамның тарту күші;
      ауалық бұрамның кері қимылдайтын жұмыс режимі - айналдырғанда қуатты жұмсаған кезде теріс тарту күші пайда болатын ауалық бұрамның жұмыс режимі;
      тәжірбиелі ауалық бұрам - мемлекеттік сынақтардан өтпей қалған ауалық бұрам.
      Ескерту. Мемлекеттік сынақ - ауалық бұрамның жарамдылығы туралы куәлікті ресімдеуге арналған "ұшаққа орнатқанға дейінгі" ауалық бұрамның сертификатталуын анықтайтын Нормативті-мехникалық құжаттамалары мен Ұшудың жарамдылық Нормаларының талаптарына сәйкестігін растау мақсатында ресми комиссиялар орындайтын тәжірибелі ауалық бұрамның сынағы.
      Сериялық ауалық бұрам - сериялық өндірісте жасалатын және негізгі деректерге, өлшемдерге, құрылымдарға сәйкес келетін, ауалық бұрамдары материалдарына қолданылатын, мемлекеттік сынақтардан өткен және Жарамдылығы туралы куәлігін алған ауалық бұрам.
      Модификацияланған ауалық бұрам - сипаттамасы мен ұшу жарамдылығына айтарлықтай әсер ететін өзгертілген құрылымдардың сериялық ауалық бұрамының дамуы болып табылатын ауалық бұрам.
      Жөндеуші ауалық бұрам - жөндеу аралық ресурсқа дейінгі шекте әрі қарай пайдалануды қамтамасыз ететін жағдайға дейін жөнделген сериялық ауалық бұрам.
      Қатерлі зардаптармен ауалық бұрамның істен шығуы - апаттық жағдайға әкеп соқтыратын істен шығу. Қатерлі істен шығуларға жататындар:
      1) ауалық бұрам қалақтарының басқа бөліктерінің үзілуіне әкеп соқтыратын бұзылу;
      2) жол берілмейтін теріс тартым күшіне әкеп соқтыратын істен шығу.
      Ауалық бұрамды пайдаланудағы күтілетін жағдайлар төменде берілген өлшемдерді (режимдерді), жәй-күйі, өлшемі мен сыртқы ортаның және пайдалану факторларының ауалық бұрамына әсерін, оның ішінде ұшу айналымы ішінде бұл сипаттамалардың уақыт бойынша өзгеруін (маңызды деп саналатын) қосады. Ұшу айналымы күтілетін белгіленген режимдерді және ауалық бұрам жұмысының ауысу процесін, жерде қозғағыштарды ұшырудан бастап, ұшақты қондырғанға дейінгіні қоса, сонымен қатар техникалық қызмет көрсету бойынша жұмыстарды жүргізген көздегі, бір ұшу айналымына жататын барлық режимдерді өзіне қосу керек.
      Ұшу өлшемдері (режимдері):
      1) ұшу биіктігі;
      2) ұшу жылдамдығы (М саны);
      3) жазықтықтағы ауалық бұрам осінің иілу бұрышы;
      4) жүктелім.
      Сыртқы ортаның ауа винтіне әсер етулері мен жағдайының өлшемдері:
      1) барометрлік қысым, температура және атмосфералық ауаның ылғалдылығы;
      2) желдің бағыты мен жылдамдығы;
      3) мұз қату.
      Пайдалану факторлар:
      1) ауалық бұрамның ресурстары (сағат, ұшу айналымында), қызмет көрсету мерзімі (күнтізбелік уақыт);
      2) ауалық бұрамның жұмыс істеу режимі (қозғағыштың қуаты), бір ұшу айналымында осы режимдерге шығудың саны мен салдары және рұқсат етілген үздіксіз және белгілі бір режимдегі ауалық бұрам жұмысының жалпы ұзақтығы (оның ішінде авторотация және кері қимылдайтын режимдерде), сонымен қатар ауысым процесіндегі мәліметтер;
      3) ұшу бейінінің сипаттамасы;
      4) қолданылатын жұмыстық және техникалық сұйықтар, қоспаларды пайдалану;
      5) әуе агрегаттары жұмыстық сұйықтықтарының температурасы;
      6) агрегаттардың энергияқорегінің өлшемі;
      7) ауалық бұрамды басқару агрегаттары орнатылған жерлердегі ортаның температурасы;
      8) жабулар, ВПП түрі мен жәй-күйі және ұшақ тұрағының орыны;
      9) ауалық бұрамға техникалық қызмет көрсетудің кезеңділігі және түрі;
      10) пайдаланудағы ауалық бұрам бөлшектерінің механикалық және тоттану зақымдарының шамасы;
      11) қозғағыштағы (ұшақтағы) ауалық бұрам жинақтаудың ерекшеліктері.
      істелген жұмыс - ұшу айналымының ұшу циклдарының саны сағатпен көрсетілген және т.б. ұшуда және жердегі жағдайларда ауалық бұрамды пайдаланудың ұзақтығы.
      ауа винтінің (бөлшектерінің) тағайындалған ресурсы - оның (олардың) жағдайына тәуелсіз пайдалану тоқтатылуы тиіс ауалық бұрамның жалпы істелген жұмысы.
      Ескерту. Ауалық бұрамның белгіленген ресурсы шегінде регламенттелген жөндеу жұмысы, соның ішінде кейбір бөлшектерді күрделі және қалпына келтіру жұмыстары жүргізілуі мүмкін, ауалық бұрамның белгіленген ресурсы шегінде олардың регламенттенген қалпына келтіру жөндеу жұмыстары жүргізілуі мүмкін. Ауалық бұрамның (бөлшектердің) уақытша белгіленген ресурсының мағынасы оның бастапқы мағынасынан бастап техникалық құжаттамаларда берілгенге дейін бір ізді көбейеді. Ауалық бұрамның белгіленген ресурсы уақытша негізгі бөлшектердің уақытша белгіленген ресурсы шегінде, міндетті түрдегі ауыстыру регламенттенген жөндеу жұмысы немесе қалпына келтіру жұмыстары кезінде қарастырылмайды. Ауалық бұрамның уақытша белгіленген ресурстың өсуіне қарай оны пайдалану жалғасуы мүмкін.
      Негізгі бөлшектер - бұзылуы немесе бұзылу салдары ұшақ үшін қатерлі зардаптарға әкелуі мүмкін бөлшектер.
      Негізгі бөлшектердің нақты тізбесі қатерлі зардабы бар ауалық бұрамның және прототиптерін пайдалану дәлелдемесін ескере отырып істен шығуларды талдау негізінде анықталады.
      Бірінші күрделі жөндеуге дейінгі ауалық бұрамның ресурсы - пайдалану басынан бірінші күрделі жөндеуге дейін бекітілген істелген жұмыс.
      Ескерту. Сериялық өндіріс және бірінші күрделі жұмысқа дейінгі ресурстарды пайдалану процесінде оның ауалық бұрамына бастапқы мағынасынан берілген техникалық құжаттамаларға дейінгі көбеюіне жатады. Бірінші күрделі жұмысқа және жөндеу аралық ресурстарында өткізуге РТ көзделген локальді жөндеулер мен жеке бөлшектерді ауыстырумен қалыптастырушы жұмыстарға жол беріледі
      орталандырылған ұшу айналымы (ұшу айналымы) - ұшақтағы жұмысы шарттарын сипаттайтын ауалық бұрам және басқа өлшемдер жұмыс режимдерінің уақыт бойынша өзгеріс. Пайдаланудағы ауалық бұрамның жұмысының іс жүзіндегі жағдайлары туралы деректерді пайдаланумен үлгілік ұшу айналыстарын талдау, топтау және орталықтандыру арқылы ұшу айналымы алынады.
      сынақ айналымы - пайдалануда айналымдарды пайдалануға байланысты жиілікті ескере отырып ұшу айналымында жиналған зақымдарын толық және тез жаңарту мүмкіндігін қамтамасыз ететін текшелік сынақтар кезінде ауалық бұрам жұмысы жұмыстары режимінің уақыты бойынша өзгеріс.
      белгіленген режим - уақытында (ауалық бұрамға техникалық құжаттамада көрсетілген шекте өлшемнің өзгерістеріне жол беріледі) өлшемі өзгермейтін ауалық бұрамның жұмысы.
      ауыспалы процесс - ауалық бұрам өлшемдері уақытындағы орнатылатын екі режимнің арасындағы (ұшыру, тоқтату т.т) өзгеру процесі.

237. Ауа винтінің конструкциясы

      1575. Жүйелері және агрегаттарымен ауалық бұрам белгіленген ресурс ішінде және апаттық жағдайға соқтыратын қатерлі зардапты істен шығуға қызмет көрсету мерзімі пайдаланудың күтілген жағдайында ауалық бұрамның бір сағат істелген жұмысы барысында нақты мүмкін емес жағдай деп бағаланатындай жобаланып жасалуы керек. Бұл талаптың орындалуын растау пайдаланудың ұзақ мерзімі ішінде шын мәндегі құрылымның нақты схемасын құрылымның беріктігіне статистикалық баға материалдарын талдау және де берілген құрылымның сынақтарының нәтижелерінің негізінде жүргізілу керек.
      1576. Ауалық бұрамның дәлелдеме тарихын және оның прототипін немесе баламалы пайдалану тәжірибесін ескере отырып ауалық бұрамның іс жүзінде істен шығуының себептері мен салдарына талдау жүргізілуі керек. Қатерлі зардапты болатын істен шығулар бойынша ауалық бұрамның жасалу технологиялары және техникалық қызмет көрсету құжаттамалары көрсетілу керек, арнайы шаралар қарастырылған:
      1) осындай істен шығуларды болдырмау;
      2) қатерлі зардаптарға соқтыратын ауалық бұрамның ақауларын және зақымдарын өз уақытында тауып, жою.
      1577. Ауалық бұрам, оның агрегаттары мен жүйелері былайша жобаланып, жасалуы керек:
      1) ТБ және ТР сәйкес пайдалануда қарау, техникалық қызмет көрсету мүмкіншіліктерімен қамтамасыз етілуі;
      2) ауа винтін қозғағышқа орнату және оның агрегаттарын өзгерту және басқару қиын болмауы.
      1578. Ауалық бұрам қадамының өзгеру механизмінің конструкциясы пайдаланудың күтілетін жағдайында реттеу және басқару жүйелерімен берілген қалақтарының кез-келген жағдайға өткізуді қамтамасыз ету керек.
      1579. Ауалық бұрам қалағының жағдайы өзгерген қадам тетігінің тіреуімен тіркелуге тиіс:
      1) қалақтардың флюгерлік жағдайындағы бұрыштың механикалық тіреуіші (Фф.п);
      2) қалақтарды орнатудағы аралық бұрышының механикалық немесе гидравиликалық тіреуіші (Ф.п.у);
      3) қалақтарды орнатудағы ең аз бұрышының механикалық немесе гидравиликалық тіреуіші (Фmin);
      4) кері қимылдайтын ауалық бұрам үшін қалақтарды орнатудағы кері қимылдайтын бұрыштың механикалық тіреуіші (Фрев)
      Ескерту. 1. Ауалық бұрам өзгеріс қадамының тетігінде тетіктік және гидравликалық тіреуішін бірлесіп пайдалануға жол беріледі.
      2. Ауалық бұрам өзгеріс қадамының механизмін аталған тармақта талап етілген қалақ тіреуінің бекіткіш сенімділігін төмендетпейтін жағдайда механикалық және гидравликалық тіреуіштермен жабдықтандыруға жол беріледі.
      1580. Ауалық бұрамның конструкциясында жер режиміндегі кіші газдан ұшуға дейінгі диапазонда, сонымен қатар ұшу режимінің күрт өзгерген кезінде қозғағыштың кез-келген жүмыс режимінің өзгерісі кезінде рұқсат етілген мәнінен жоғарлаған айналым жиілігінің артуынан қорғау қарастырылуы керек.
      1581. Ұшудағы өшірілген қозғағыш және ауалық бұрам қалақтарының флюгерлік жағдайы кезінде ауалық бұрамның жұмыс бағытында 0,5 с -1 көп емес жиілікте айналуына жол беріледі.
      1582. Ауалық бұрамның бөлшектері және оның агрегаттарының қатерлі зардаптарға әкеп соқтыратын істен шығуы, техникалық құжаттаманы қолдана алатындай, олардың жасалуы туралы хабарлар алатындай таңбалануы керек. Бұл бөлшектерді жасаудағы техникалық құжаттамалар оларды бақылаудағы көтеріңкі көлемін қарастыруға тиіс.
      1583. Ауалық бұрамның конструкциясы техникалық құжаттамаларға сәйкес статистикалық теңгеру мүмкіндігіне жол беруге тиіс.
      1584. Ұшақта және осы түрдегі қозғағышта орнатуға арналған әуе бұрамдарының және олардың агрегаттарының өзара ауысымдылығын қамтамасыз ету керек. Агрегаттарды ауыстырған кезде РП сәйкес ауалық бұрамдардың агрегаттарын реттеуге рұқсат етіледі.
      1585. Ауалық бұрамның және оның агрегаттарының консервациясы және консервацияланбауы олардың жекелеген бөлшектеуін (қалақтарды демонтаждаудан басқа) талап етуі керек.
      1586. Ауалық бұрамды техникалық құжаттамаға сәйкес тасымалдау оның жұмыс қабілеттілігін төмендетпеуге тиіс.

238. Беріктік

      1587. Ауалық бұрам бөлшектеріндегі статистикалық және динамикалық кернеуі жасау материалдарында және технологияларында қолданылатын аталған ерекше конструкциясы кезінде пайдалану тәжірибесін және сынақ есептерінің нәтижелерін ескеріп белгіленген мәнін арттыруға тиіс емес.
      1588. РП және РҚ-да пайдалануда туындауы мүмкін ауалық бұрамның жол берілген зақымдары көрсетілуі керек. Жол берілген зақымдардың көлемдері осы сияқты конструкциясындағы ауалық бұрамды пайдалану сынақтары мен тәжірибелерінің есептері негізінде белгіленуі қажет.
      1589. Ауалық бұрамның статистикалық беріктілігі талаптарды қанағаттандыруы керек.
      1590. Ауалық бұрамның флаттерден қауіпсіздігі қамтамасыз етілуі керек.
      1591. Ауалық бұрам конструкциясының беріктігін қамтамасыз ету талаптарына сәйкес жүргізілуі керек.

239. Материалдар

      1592. Ауалық бұрамдар мен оның агрегаттарын жасауда қолданылатын барлық материалдар қолданыстағы стандарттар талаптарына сәйкес болуға, қалыпты және техникалық жағдайлар ресурс ішіндегі құрылымдағы олардың жұмысының нақты жағдайларын, сонымен қатар қызметтер және сақталу мерзімдеріне сәйкестігін ескере отырып таңдап алынуы керек.
      Мұның болуы мүмкін барлық жерде тоттануға қарсы жеткілікті және тозуға төзімді қасиеттерге ие материалдар қолданылады.
      Материалдарды таңдау негіздемесі ауалық бұрам жөніндегі техникалық құжаттамаға енгізілуі тиіс.
      1593. Ауалық бұрам материалдарының құрылымның қауіпсіздігіне байланысты беріктігінен бастап және көнеруге қарсы тұруының есептік сипаттамасы жасауда қолданылатын жартылай фабрикатты қасиеттерін бағалау мүмкіндігінің нәтижелеріне негізделуі керек.

240. Технология

      1594. Ауалық бұрам және оның агрегаттары 1575-тарау талаптарын канағаттандыруы керек.
      1595. Ауалық бұрамның қалақтарын оларды жасау мен жөндеу процесінде түзетуді нақты ауалық бұрамның техникалық құжаттамаларында көрсетілген жол берілген деформацияларымен Нормаларымен сәйкес жүргізілуі керек.
      1596. Қажет болған жағдайда ауалық бұрамның көбірек жүктелген бөлшектерінің (қалақтар, корпус, стакандар) беріктік дәрежесін арттыру үшін тиісті технологиялық нұсқамалар бойынша бетіндегі беріктікке тап болуға тиіс.
      1597. Майға арналған арнасы бар ауалық бұрамның бөлшектері немесе оның агрегаттары май жүйесінің тазалығы бойынша талап етілген Нормаларды қамтамасыз ету үшін жасау мен жөндеу кезінде жууға тап болуы керек.
      1598. Ауалық бұрамның сыртқы беттері материалдарының (10.2.3.2) есептік сипаттамасын нашарлататын тоттанудан және метеорологиялық факторлардан қорғалуы керек.

241. Ресурстар

      1599. Ауалық бұрамның конструкциясы пайдаланудағы (белгіленген ресурстар) белгілі бір уақыт ішінде ұшу қауіпсіздігіне қатер төндіретін, жүктеменің қолданыстағы әсерінің бұзылуынсыз шыдау.
      Ауалық бұрамды "ұшақта орнатқанға дейін" сертификаттаған кезде пайдаланудағы күтілетін жағдайларға сәйкес ауалық бұрамның ресурстары орнатылады.
      1600. Агрегаттар мен жинақтаушы бұйымдардың ресурстары оларды ауалық бұрамның (қозғағыштың) сынағы, сонымен қатар арнайы құрылғыларда автономиялы сынақтар негізінде орнатылады.

242. Ауа винтінің жүйесі

      1601. Ауалық бұрамның май жүйесі пайдаланудағы күтілетін жағдайларда барлық жұмыс режимдерінде оның бірқалыпты қызмет етуін қамтамасыз етуі керек.
      1602. Май жүйесі қозғағышта пайдаланылатын майда сенімді жұмыс істеуі керек.
      1603. Ауалық бұрамды реттеуші майсорғысының артында орналасқан майды тазалауға арналған сүзгіштер техникалық құжаттамада көзделген сүзгіштің жұқалығын қамтамасыз етуі керек, сонымен қатар РҚ көзделген мерзім ішінде тазалаусыз жұмыс істеу қабілетіне ие болуы керек.
      1604. Сүзгіш конструкциясында ауалық бұрамды және оның агрегаттарын қоректендіруге қажетті мөлшерде майды өткізуге арналған, сүзіп тұрған элементтерде қоқсық толған немесе қозғағышты пайдалану шарттары бойынша ең аз жол берілетін май температурасымен ұшырған кезде арнайы клапаны болуы керек.
      Өткізгіш клапанын ашқан кезде сүзгіш элементтерден жуу және қоқыстарды алып тастауға жол берілмейді.

243. Реттеу және басқару жүйесі

      1605. Ауалық бұрамның және оның агрегаттарының конструкциясы, монтаж бен элементтерін реттеу пайдалануда күтілетін жағдайларда олардың жұмыс қабілеттілігін қамтамасыз етуге сүйене отырып орындалуға тиіс.
      1606. Ауалық бұрамның барлық агрегаттары ұшу қолданысында жарамдылығын растайтын құжаттамалары болуы керек.
      1607. Реттеу және басқару жүйесі белгіленген режимдердегі ауалық бұрамның берілген айналу жиілігін ұстап тұру нақтылығын, ал ауыспалы процесі кезінде техникалық құжаттамаға сәйкес ауалық бұрамның айналу жиілігінің тастандылары, сәтсіздігі мен уақытын шектеуді қамтамасыз етуі керек.
      1608. Ауалық бұрамның реттеу жүйесі бұрам қалақтарының кез-келген орнатылған кез келген бұрышынан флюгирленуін қамтамасыз етуі керек.
      1609. Ауалық бұрамның кері қимылдайтын қалақтарын басқару жүйесінің оң тартымды режимінде өздігінен қалақтардың кері қимылдайтын жағдайға ауысуына бұйрық беруді болдырмауы керек.
      1610. Кері қимылдайтын жағдайға ауысу, ең жоғарғы тартымның көлемі мен оны үздіксіз пайдалану уақыты кезінде ауалық бұрам қалақтарының бұру жылдамдығы техникалық құжаттамада көрсетілуі тиіс.
      1611. Бір осьті ауалық бұрамдардың айналу жиілігінің айырмашылығы техникалық құжаттамаларда негізделіп көрсетілуі керек.
      1612. Ауалық бұрамдардың қалақтарын флюгерлік жағдайға ауыстырған кезде қадам өзгерісінің тетігіне әсер ең жоғарғы күштен пайдаланудағы күтілетін жағдайда ауалық бұрамның бірқалыпты жұмысы кезіндегі қадам ауыстырған қадам тетігінің есептік күші 1,5 есе көп болмауы керек.
      1613. Қозғалтқышпен айналысқа келтірілген ауалық бұрамның барлық агрегаттары сәйкес ауалық бұрамның айналу жиілігі ең жоғарғы реттелетін айналу жиілігін 25% асып түсетін айналу жиілігі кезінде жұмыс қабілеті сақталатындай етіп құрастырылуы керек.

244. Қорғаушы құрылғылар

      1614. Ауалық бұрам қадамының өзгеру тетігі қорғаушы құрылғыларымен жабдықталуы тиіс:
      1) қалақ орнатқан аралық бұрыш тіреуі;
      2) қалақ қадамының бітеуіші, мысалы "тайғанақ тіреуішті" немесе басқа құрылғылар;
      3) қадамды созу орталықтандыруы немесе қадамды бекіту орталықтандыруы;
      4) қозғалтқыштан белгі беру бойынша теріс тартымды шектеу.
      1615. Ауалық бұрамның қорғаушы құрылғылары теріс тартымның оның рұқсат етілген мәнінен артуына жол бермеуі керек. Қорғаушы құрылғылардың істен шығуы іс жүзінде мүмкін емес жағдай болуы керек.
      1616. Ауалық бұрамның айналым жиілігінің ең жоғарғыдан тыс шектеулігіне қозғалтқыш роторының айналу жиілігінің рұқсат етілген ең жоғарғы шектемесінде күйге келтірілген құрылғы біршама кіші айналым жиілігіне реттелген құрылғылармен жүргізу ұсынылады.

245. Мұз қатуға қарсы жүйе (МҚЖ)

      1617. Ауалық бұрамның МҚЖ қалақтарды ұшақтың ұшу-пайдалану сипаттамаларына қолайсыз әсерлерсіз мұздың үдемелілігінен сақтандыруды қамтамасыз етуі керек.
      МҚЖ қозғалтқыш жұмыстарының әр режимі үшін РП көрсетілген уақыт кезеңділігі ішінде ауалық бұрамның пайдаланудың күтілетін жағдайында қалыпты жұмыс істеуін қамтамасыз етуі керек.
      1618. Ауалық бұрамның МҚЖ конструкциясының жерде жөнделгенін тексеруді және ұшқандағы жұмысын бақылауды қамтамасыз етуі керек.

246. Ауалық бұрамның агрегаттар жетектері

      1619. Ауалық бұрам агрегаттарының жетектері мен олардың бекіту элементтері ауалық бұрамның сенімді жұмысын қамтамасыз ететіндей етіп жобалануға және орындалуға тиіс. Жетектер істен шыққан жағдайда, қауіпті зардаптары мен ауалық бұрамның істен шығулары туындамауға тиіс.

247. Реттегіш

      1620. Реттегіш істен шыққан жағдайда, олардың белгіленген мәндерінен тыс айналу жиілігін қауіпті арттыруды болдырмайтын шаралар көзделуге тиіс.
      1621. Көрші агрегаттардың демонтажынсыз ауалық бұрамның реттегішіне техникалық қызмет көрсету, тексеру, реттеу және ауыстыру мүмкіндігі қамтамасыз етілуге тиіс.

248. Бақылау аппаратурасы

      1622. Ауалық бұрамның және оның агрегаттарының әрбір үлгісі үшін өлшеулердің дәлдік шегі талап етілетін, ауалық бұрамды реттеу мен басқаруға қажетті аппаратуралар мен приборлардың тізбесі ұсынылуға тиіс.
      1623. Бақылау-өлшеу приборларына әрбір тармақтың жақындығында труба құбырларының пломбасы кезіндегі жұмыстық сұйықтықтың ағуын шектейтін құрылғыны көздеу ұсынылады.
      1624. Сынақтарға ұсынылатын ауалық бұрамда және оның агрегаттарында сынақтар кезінде қолданылатын приборлар үшін қосымша жарақтар орнатылуы мүмкін.
      1625. Ауалық бұрамның агрегаттарында ауалық бұрам мен оның агрегаттарының жарамдылығын ұшар алдында тексеруді қамтамасыз ететін датчиктер немесе оларға шығарымдар орнатылуы тиіс.

249. Труба құбырлары, ажыратқыштар, қосылыстар

      1626. Ауалық бұрамның жүйелеріндегі труба құбырлары, ажыратқыштар, қосылыстар 236-тарау талаптарын қанағаттандыруға тиіс.

250. "Ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау
кезіндегі ауалық бұрамның сынақтары

      1627. "Ұшаққа орнатқанға дейін" сертификаттау кезінде ауалық бұрамдар мынадай текшелік сынақтардан қанағаттанарлықпен өтуге тиіс:
      1) арнаулы сынақтар;
      2) 150-сағаттық сынақтар;
      3) ресурстарды белгілеу жөніндегі сынақтар.
      1628. Ауалық бұрамды сертификаттау кезінде текшелік сынақтардың нәтижелерін бағалау үшін ауалық бұрамның бабына жеткізу тарихын ескерген жөн.
      1629. Қажетті үйлесулердегі сынақтар кезінде мынадай өлшемдер өлшенуге тиіс:
      1) ауалық бұрамның айналу жиілігі;
      2) қозғалтқыштың валына айналдыру сәті;
      3) отынның шығысы;
      4) қозғалтқышқа кіре берістегі және одан шыға берістегі майдың температурасы;
      5) ауалық бұрамның қадаммен басқарылатын арналарындағы және ауалық бұрамның реттегішіне кіре берістегі майдың қысымы;
      6) ауалық бұрам қалақтарының флюгерлік жағдайға енгізуге қажетті майдың саны;
      7) ауалық бұрамның және флюгерлік сорғылардың электр қозғалтқыштары МҚЖ тоғының кернеуі мен күші;
      8) электр дабылдары: флюгерлік сорғыны қосу және ажырату, ауалық бұрам қалақтарының тіркемесін аралық таянышпен қосу және ажырату, отын кранын жабу, қозғалтқышты ажырату;
      9) ауалық бұрамның қалақтарын орнату бұрышы.
      Ескерту. Өлшемдердің көрсетілген тізбесі ауалық бұрамның ерекшеліктеріне қараудың өзгеруі мүмкін.
      1630. Ауалық бұрамының арнаулы сынақтарын өткізген кезде реттеу мен басқару жүйелерінің істен шығу имитациясы мақсатында пысықтау жүргізілген агрегаттарды пайдалануға рұқсат беріледі.
      1631. РП-да аталған сынақтарда май пайдалануға тиіс. Сынақтар барысында майдың үлгілері талдау жасау үшін ауық-ауық алынуға тиіс.
      1632. Ауалық бұрамының сынақтары кезінде оған арналған барлық агрегаттар мен құрылғылар, егер нақты сынақтарға қойылған талаптарда өзгедей ескерілмесе, орнатылуға тиіс. Реттелетін элементтердің жағдайы тексерілуге және атап өтілуге тиіс:
      1) ауалық бұрамның әрбір жасалымы кезінде;
      2) реттелетін элементтерінің жағдайы өзгерген кезде, егер бұл сынақтар бағдарламасында көзделсе.
      1633. Тексеру жүйелерін тұтастыру (труба құбырларының көлемі, конфигурациясы, электр сымдарының сипаттамасы, сүзгіш схемасы және т.б.) ауалық бұрамның сынақтары кезінде осы элементтерге тәуелді ауалық бұрамның пайдаланудың күтілетін жағдайларында ұдайы өдірісін қамтамасыз етуге тиіс. Ауалық бұрам қуатының сипатын айқындау үшін ауалық бұрамның тікелей қызмет көрсетуіне арналмаған қозғалтқыштың агрегаты ажыратылуға тиіс және компрессордан ұшақтың мұқтажы үшін ауаны таңдап алу жүргізілмеуге тиіс. Ауалық бұрамының қуат сипаттамаларын айқындау мақсаты жоқ сынақтары мүмкіндігіне қарай, ұшақтың қозғалтқышына орнатылған агрегаттары бар, сынақтар бағдарламасына сәйкес жүктемеленген мүмкіндік бойынша жүргізілуге тиіс.
      1634. 150-сағаттық сынақтар барысында РП сәйкес ауалық бұрамына қызмет көрсету мен жөндеу ғана жүргізуге рұқсат етіледі. Егер бөлшектердің елеулі жөндеуіне немесе айырбастауына ұмтылу қажет болса, онда қосымша сынақтар жүргізілуге тиіс.
      Осы қосымша сынақтардың мазмұны мен талаптарын бөлшектердің жүргізілген жөндеу жұмыстарының немесе айырбастаудың сипаты мен көлеміне қарай белгіленеді.
      1635. Маңызы атмосфера жағдайларына байланысты қозғалтқышта өлшенген ауалық бұрамның сынақтары кезінде өлшенген негізгі өлшемдердің шамасы (айналу жиілігі, отын шығысы, ауалық бұрамның қуаты және т.б.) СА жағдайларына әкелуге тиіс.
      1636. Егер кез келген сынақтардың нәтижесінде немесе жаңғырту нәтижесінде ауалық бұрамның конструкциясына қандай да бір өзгеріс енгізілсе, онда енгізілген өзгеріс әсер етуі мүмкін аяқталған сынақтар қайталануға тиіс.
      150-сағаттық текшелік сынақтар және ресурстарды белгілеу жөніндегі сынақтар үшін ауалық бұрамды тұтастыру мемлекеттік сынақтар үшін топтастыруға толық сәйкес келуге тиіс. Арнаулы текшелік сынақтар кезінде ауалық бұрамның мемлекеттік сынақтарға арналған оның жиынтығымен баламалы ұстап тұруға тиіс, бірақ, ақыр аяғында, тексерілген сипаттамаларға немесе ауалық бұрамның қасиеттеріне әсер етуі мүмкін конструкция элементтері бойынша шыдауға тиіс.
      1637. Ауалық бұрамның арнаулы сынақтары және 150-сағаттық текшелік сынақтар ол тағайындалған жұмыстарға арналған сол үлгінің қозғалтқышына жүргізілуге тиіс. Сынақтардың әрбір кезеңі, әдеттегідей, үзіліссіз өткізілуге тиіс.
      1638. 150-сағаттық сынақтар немесе арнаулы сынақтар аяқталғаннан кейін ауалық бұрамдар мен оның агрегаттары сынақтар бағдарламасында көрсетілген көлемдегі ақауға душар болуы мүмкін.

251. Арнаулы текшелік сынақтар

      1639. Ауалық бұрамдар мен оның бөлшектері мынадай арнаулы сынақтардан қанағаттарлықпен өтуге тиіс:
      1) ауалық бұрам қалақтарының МҚЖ тексерісі бойынша;
      2) центрден тепкіш жүктемеге арналған;
      3) сәйкес ауалық бұрамның ең жоғары айналу жиілігін арттыра отырып;
      4) сәйкес оның қорғағыш құрылғылары іске қосылған кезде ауалық бұрамның сипаттамасын тексеру бойынша;
      5) ауалық бұрамның арналарынан майдың ең жоғары ұйғарынды ағуын анықтау бойынша;
      6) оның қалақтарын флюгирлеу кезінде ауалық бұрамның жұмысын тексеру бойынша;
      7) оның жекелеген жүйелерінің істен шығу имитациясы кезінде ауалық бұрамның жұмыс қабілетін айқындау бойынша;
      8) ауалық бұрамның беріктігін тексеру бойынша;
      9) кері қимылдайтын режимдегі ауалық бұрамның жұмысын тексеру бойынша.
      1640. Ауалық бұрам қалақтарының МҚЖ тексеру.
      Қозғалтқыштағы текшелік сынақтар кезінде ауалық бұрам қалақтарының МҚЖ тексеру сынақтардың бағдарламасына сәйкес "құрғақ" ауадағы қыздырылған беттерін термометрилендірумен жүргізілуге тиіс. Ауалық бұрам қалақтарының МҚЖ тексеру мынадай:
      1) газы аз жерде;
      2) сынақтар бағдарламасында көрсетілген аралық белгіленгендер;
      3) шарықтау режимдерде өткізілуге тиіс.
      1641. Ортадан тепкіш жүктеме сынағы.
      Қалақтарды ауалық бұрамның төлкесіне бекіту туралы ауалық бұрамның жиілігінен айналу кезінде оған ықпал ететін ең жоғары центрден тепкіш күш жүктемесінен көрі жарықтың режиміне сәйкес екі есе көп жүктемеге тап болуы мүмкін. Сынақ не ауалық бұрамның айналу кезінде, не созуға арналған статикалық сынақтар кезінде жүргізілуі мүмкін.
      Артық жүктеме қосымшасының ұзақтығын сынақтар бағдарламасы белгілеуге тиіс.
      1642. Ауалық бұрамды айналудың ең жоғары жиілігін арттырумен сынау.
      Сынақ қозғалтқышы бар ауалық бұрамның бірлескен жұмысы кезіндегі мүмкін болатын қысқа мерзімді шығарып тастау шамасына арналған оның ең жоғары айналу жиілігінен асатын немесе олардың қайсысының көптігіне қарай шарықтау режиміндегі айналу жиілігі 5%-ке асатын жиілікпен ауалық бұрамының айналуы кезінде 10 минут (30 с бойынша 20 цикл) бойы жүргізілуге тиіс.
      Ескерту. Жүмыстың жиынтық ұзақтығын сақтау кезінде 10 минут бойы айналу жиілігін арттырумен циклдардың ұзақтығын азайтуға рұқсат беріледі.
      1643. Ауалық бұрамның оның қорғау құрылғыларының істелген жұмысы кезіндегі сипаттарын тексеру.
      Ауалық бұрамның осы көзделген режимдерінде қорғау құрылғыларының істелген жұмысы кезіндегі, жекелеген жүйелердің істен шығу имитациясы кезіндегі сипаттамасы, сондай-ақ ауалық бұрамның кері қимылдайтын режимдегі сипаттамасы қозғалтқышы бар ауалық бұрамның сынақтары кезінде аэродинамикалық трубада немесе, егер бұл мүмкін болмаса, ұшақта (ұшу зертханасында) анықталуы тиіс.
      1644. Ауалық бұрамның арналарынан майдың ең жоғары ұйғарынды ағуын анықтау.
      Сынақ кезінде үлкен, шағын қадамның және қадамды тіркегішін басқару арналары бойынша қалақтар қадамының бөлектеп өзгеру тетігінен және екі арнадан бір мезгілде ағыстар жағдайында майдың ең жоғары ұйғарынды ағуы анықталуы тиіс.
      Сынақтар жүргізген кезде ауалық бұрамның арналарынан ағыстарды бірізділікпен көбейтетін (5 л/минут арқылы) имитация өткізуге мүмкіндік беретін қосымша құрылғыларды пайдалануға рұқсат беріледі.
      Майдың ең жоғары ұйғарынды ағыстарымен ауалық бұрам қозғалтқышпен бірлесіп техникалық құжаттамада берілген өлшемдерден ауытқымай жұмыс істеген жағдайда осындай аса жоғары ағыстар танылуы мүмкін.
      1645. Ауалық бұрамның жұмысын оның қалақтарын флюгирлеу кезінде тексеру.
      Тексеру пайдалануға жіберілген қозғалтқышқа кіре берістегі майдың ең төмен және ең жоғары температурасы кезінде жүргізілуге тиіс және ауалық бұрамның флюгирлеу өлшемдері техникалық құжаттамада белгіленген шектерде:
      1) флюгирлеу жүйесін қолмен қосу кезінде - қозғалтқыштың жұмыс режимдерінің барлық диапазонында, сондай-ақ ажыратылған қозғалтқышта;
      2) флюгирлеу жүйесін автоматты түрде қосу кезінде - техникалық құжаттамада көзделген қозғалтқыштың жұмыс режимдерінің диапазонында;
      3) флюгирлеу жүйесін авариялық қосу кезінде - қозғалтқыштың жұмыс режимдерінің барлық диапазонында көрсетілуі тиіс.
      1646. Ауалық бұрамның жұмыс қабілеттілігін оның жекелеген жүйелерінің істен шығу имитациясы кезінде анықтау.
      Ауалық бұрамның текшелік сынақтары кезінде төменде көрсетілген істен шығу имитациясы жүргізілуі тиіс. Сонымен бірге, істен шығу ұйғаруынсыз теріс тартымның туындауына және ауалық бұрамның айналу жиілігін ұйғаруынсыз арттыруға алып келмейтіндігін көрсетуі тиіс:
      1) жеке-дара істен шығуы бойынша;
      қалақтарды орнату бұрышын азайтуға команда беру жағдайында ауалық бұрамның айналу жиілігін реттейтін центрден тепкіш тетігінің реттегішінің тұрып қалуы;
      анықталған ағу шамасы бойынша көлемінен асып түсетін ауалық бұрамның арналарынан ағатын ағыстар;
      2) қосарлы істен шығулар бойынша:
      қалақтарды орнату бұрышын азайтуға команда беру жағдайында ауалық бұрамның айналу жиілігін реттейтін центрден тепкіш тетігінің рет тығынының тұрып қалуы және қадамның центрден тебу фиксатырының бір мезгілде істен шығуы.
      Ауалық бұрамның нақты үлгісі үшін істен шығулар мен сынақтардың түрлері сынақтар бағдарламасымен белгіленуі тиіс.
      1647. Ауалық бұрамның беріктігін тексеру.
      Ауалық бұрамның негізгі бөлшектерінің беріктігі (қалақтар, корпустар, стакандар, картерлер мен валдар, оның ішінде тең осьті ауалық бұрамдардың валдары):
      1) сәйкес сынақтар кезінде ауалық бұрамның негізгі бөлшектерінің жүктемелерін (кернеулерін) тексерумен;
      2) пайдалануда жүктемелікті көрсететін жүктемелер кезінде ауалық бұрамның негізгі бөлшектерінің шыдамдылығын динамикалық зертханалық сынақтармен;
      3) ауалық бұрамның ресурстарын белгілеу жөніндегі сынақтармен;
      4) беріктік қорларының берілген мәндеріне сәйкес тексерумен;
      5) флаттерден қорғалуын тексерумен және ауалық бұрам қалақтарының жиілік сипаттамаларын анықтау бойынша зертханалық сынақтармен расталуы тиіс.
      Валдағы немесе валдардағы (көршілес бұрамдардағы) ауыспалы кернеулерінің беріктік шарттары бойынша ауалық бұрамның айналу жиілігінің жұмыс диапазоны шегінде көтеріңкі деңгейлі режимдер табылған жағдайда, пайдалануда валдарға әсер ететін жүктемелердің жиынтығын салу кезіндегі шыдамдылық шегін анықтау бойынша сынақтар жүргізілуі тиіс. Валға осындай жүктеме жиынтығымен сынақтар жүргізу мүмкін болмаған жағдайда, оның қажу беріктігін айқындайтын негізгі жүктеме салынуға тиіс. Сынақтар кезінде ұдайы өндірілмейтін жүктемелердің валдың қажу беріктігіне әсері есеп айырысу жолымен бағалануы тиіс.
      Ескерту. Жекелеген жағдайларда валдардың шыдамдылық шегі баламалы конструкциялар сынақтарының нәтижелері бойынша бағалануы мүмкін.
      1648. Ауалық бұрамның кері қимылдайтын режимдегі жұмысын тексеру.
      Қалақтардың бұрылу жылдамдығының сәйкестігі оларды техникалық құжаттамада берілген мәннің кері қимылдайтын жағдайына өту кезінде тексерілуі тиіс.
      Ауалық бұрамның ең жоғары және ең төмен айналу жиілігі мен кері қимылдайтын тартым режиміне өту кезінде оның айналу жиілігінің өзгеру жатықтығы анықталуы тиіс.
      Сынақтармен ауалық бұрам қалақтарының кері қимылдайтын жағдайға өз еркімен өтуінің болмайтындығын көрсетілуі тиіс.

252. 150 сағаттық текшелік сынақтар

      1649. 150 сағаттық текшелік сынақтар кезінде:
      1) ауалық бұрамның техникалық құжаттамада көрсетілген талаптарға сәйкестігі;
      2) ауалық бұрамның оның реттеу мен басқару жүйелерінің жұмыс қабілеттілігі анықталуы тиіс.
      1650. Ауалық бұрамның 150 сағаттық текшелік сынақтарының бағдарламасы:
      1) дайындық жұмыстарын;
      2) ауалық бұрамның және оның қозғалтқыштағы жүйелерінің сипаттамалары мен жұмыс қабілеттілігін тексеруді;
      3) ауалық бұрамның қозғалтқышпен бірлескен сынағын;
      4) ауалық бұрамның қосымша сынақтарын;
      5) сынақтардан кейінгі жұмыстарды қамтуы тиіс.
      1651. 150 сағаттық текшелік сынақтар алдындағы дайындық жұмыстарына:
      1) ауалық бұрамның сынақта ұсынылған материалдарын зерделеу мен тексеру;
      2) ауалық бұрамның сынаққа қабылдау, олар мыналарды қамтиды:
      ауалық бұрамның барлық бөлшектерін сырттай қарап шығуды және үйкелген бөлшектерді микрометриялық өлшеуді;
      ауалық бұрамның жинауды және статикалық теңдестіруді;
      ауалық бұрамының геометрикалық сипаттамаларын тексеруді;
      ауалық бұрамының өлшенуін;
      ауалық бұрамның және айналу жиілігін реттегішті зертханалық тексеруді;
      Ескерту. Зертханалық тексеру текшелерді қозғалтқышсыз жүргізіледі және мысалы, ауалық бұрамның басқару арналары бойынша ағу шамасын, қорғау құрылғыларының және т.б. реттеуді анықтауды қамтиды.
      өлшеу аппаратурасын дайындау және текшеге орнату;
      ауалық бұрамын қозғалтқышқа орнату және реттеу кіруге тиіс.
      1652. Ауалық бұрамның және оның қозғалтқыштағы жүйелерінің сипаттамалары мен жұмыс қабілеттілігін тексеруге:
      1) ауалық бұрамның белгіленген айналу жиілігін ұстап тұру орнықтылығын қозғалтқыш жұмысының әртүрлі режимдеріне тексеру;
      2) тең осьтік ауалық бұрамдардың техникалық құжаттамада берілген айналу жиілігінің әртүрлілігін тексеру;
      3) қалақтарды қозғалтқыштың әртүрлі белгіленген режимдерінде орнатудың оң және теріс бұрыштары кезіндегі ауалық бұрамның жұмысын тексеру;
      4) ауалық бұрамның қозғалтқыштың ауыспалы процестері кезіндегі жұмысын тексеру;
      5) қорғау құрылғыларының жұмыс қабілеттілігін: аралық таяныш, қалақтар қадамының фиксаторы, қалақтар қадамының тартып қысқышының центрден тебуін және т.б. тексеру;
      6) қалақтарды флюгирлеу жүйесінің жұмыс қабілеттілігін соңғысын Фmin флюгерлік жағдайға енгізу кезінде немесе Фрев сынақ бағдарламасы белгілеген қозғалтқыштың жұмыс режимдері кезінде және флюгерлік жағдайдан шығару кезінде:
      қалақтардың флюгерлік жағдайға енгізуге арналған жүйені қолмен қосу кезінде;
      әртүрлі көзделген дабылдардан жүйені (айналдыру сәті бойынша, теріс тартылыс және т.б. бойынша) автоматты түрде қосу кезінде; флюгирлеудің авариялық жүйесін қосу кезінде;
      ауалық бұрамының қадамын өзгерту тетігімен басқару арналарындағы майдың қысымын тексеру;
      қозғалтқыштың кіре берісіндегі май температурасының ауалық бұрамының берілген айналу жиілігін ұстап тұруға тигізетін әсерін тексеру.
      1653. Ауалық бұрамның қозғалтқышпен бірлескен сынақтары қозғалтқыштың 150 сағаттық текшелік сынақтарының бағдарламасы бойынша жүргізілуге тиіс.
      1654. Қадамды өзгерту тетігін қайта қосулар мен қалақтарды 6.5.3 бойынша текшелік сынақтарды ескере отырып флюгерлік жағдайға енгізудің жалпы санының мына төмендегілерден кем болмауы үшін қосымша текшелік сынақтар жүргізілуге тиіс:
      1) ауалық бұрамның тетігін қозғалтқыштың жердегі аз газ режимінен ең жоғары ұзақ режимге дейін және керісінше өзгерте отырып 375 қайта қосу;
      2) ауалық бұрамның тетігін қозғалтқыштың жердегі аз газ режимінен ең жоғары ұзақ және кері режимге дейін 0,6-0,85 сәйкес 875 қайта қосу;
      3) қозғалтқыштың ауыспалы процестері кезінде 6.5.3.13.4 сәйкес 300 тексеру;
      4) қозғалтқыштың жұмыс режимі өзгерген жағдайда қалақтардың аралық таянышын 1450 ажырату;
      5) жұмыс істеп тұрған козғалтқышқа флюгирлеу жүйесінің қолмен қосқан кезде қалақтардың флюгерлік жағдайға 60 және ажыратылған қозғалтқыш кезінде 15 енгізу;
      6) флюгирлеу жүйесін автоматты қосу кезінде қалақтарды флюгерлік жағдайға 100 енгізу;
      7) флюгирлеу жүйесін автоматты қосу кезінде қалақтарды флюгерлік жағдайға 40 енгізу;
      8) қалақтарды ішінара 190 флюгирлеу;
      9) кері қимылдайтын жұмыс режимі бар ауалық бұрам тетігінің Фп.у-дан Фрев-ге дейін және кері 400 қайта қосу.
      Ескерту. Ауалық бұрамның қадамын өзгерту тетігін қосымша қайта қосу сол бір үлгідегі қозғалтқыштың басқа данасында немесе зертханалық текшелерде жүргізуге рұқсат беріледі.
      1655. 150-сағаттық текшелік сынақтардың ұзақтығы 25% ішінде ауалық бұрам қалақтарының МҚЖ қосылуы тиіс. Қосылған МҚЖ-ы бар жұмыс режимдері сынақтардың бағдарламасымен анықталуы тиіс.
      1656. 150-сағаттық сынақтардан кейін мынадай жұмыстар орындалуы тиіс:
      1) ауалық бұрам мен айналу жиілігінің реттегішін зертханалық зерттеу;
      2) ауалық бұрам мен айналу жиілігінің реттегішін бөлшектеу, олардың қозғалтқыштарын қарап шығу және олардың ақауларын табу;
      3) ауалық бұрам мен айналу жиілігі реттегішінің үйкелген бөлшектерін микрометриялық өлшеу;
      4) ауалық бұрам мен айналу жиілігі реттегішінің бөлшектерін техникалық құжаттарға сәйкес арнайы бақылау;
      5) ауалық бұрам мен айналу жиілігі реттегішінің ақаулы бөлшектерін сынау;
      6) сынақтар материалдарын өңдеу және сынақтардың нәтижелері бойынша акт жасау.
      1657. 150 сағаттық текшелік сынақтардың нәтижелері, егер техникалық құжаттамалармен белгіленген ауалық бұрамның талаптарына сәйкес расталған болса, қанағаттанарлық деп танылуы мүмкін.

253. Ауалық бұрамның ресурстарын белгілеу жөніндегі сынақтар

      1658. Ауалық бұрамның ресурстарын белгілеу үшін 1613-тармақта көзделген сынақтар жүргізілуге тиіс.
      1659. "Ұшаққа орнатылғанға дейін" сертификациясы кезінде ауалық бұрам ұшу сынақтарына қанағаттанарлықпен өтуге тиіс, олар:
      1) ауалық бұрамды және оның жүйелерін негізгі пайдалану режимдерінде реттеу мен басқарудың ұшу-пайдалану сипаттамаларын;
      2) ауалық бұрам элементтерінің тербелістік жүктемесін;
      3) МҚЖ-тың жұмыс қабілеттілігін;
      4) ауалық бұрамның қол жетімсіз теріс тартымнан қорғаудың автоматты жүйелерінің жұмыс кабілеттілігін;
      5) ауалық бұрамның кері қимылдайтын тартым жүйесінің жұмыс қабілеттілігін;
      6) ауалық бұрамның үлгілік бейімі бойынша ұшулардағы жұмысын тексеруді қамтиды.
      1660. Мемлекеттік сынақтарға ұсынылған ауалық бұрамның конструкция мен негізгі деректері бойынша сәйкес келетін ауалық бұрам жіберілуі тиіс. Сынақты жоғарыдан көрсетілген айырмашылығы бар тексерілетін сипаттарға елеуі түрде әсер етпейтін сол бір үлгінің басқа ауалық бұрамымен жүргізілуі мүмкін.
      1661. Сынақтар ауалық бұрам жұмысына арналған сол үлгінің қозғалтқышында жүргізілуге тиіс. Ауалық бұрамның жұмыс режимдерін айқындайтын қуат пен қозғалтқыштың басқа деректері мемлекеттік сынақтарға ұсынылып отырған қозғалтқыштың осы түрінің үлгісінің деректеріне сәйкес келуге тиіс.
      1662. Сынақтарды қозғалтқышты ауалық бұрам тағайындалған сол үлгідегі ұшақта олардың ұшу сынақтары үшін (ұшу зертханасында) арнайы жабдықталған не басқа үлгідегі ұшақта орындауға рұқсат беріледі. Бұл ретте, сыналып отырған ауалық бұрамға кіретін қуатты қондырғы элементтерінің, сондай-ақ ауалық бұрамның жұмысына әсер ететін ұшақ элементтері мен жүйелерінің конструкциясы мен топтамасы осы элементтерге тәуелді (мысалы, ауалық бұрамның агрегаттары орналасқан жердегі ортаның температурасы, оның тетіктерінің жұмыстық сұйықтықтары температурасында, агрегаттардың электр қорегінің өлшемдері бойынша) ауалық бұрамды пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы ұдайы өндірісті қамтамасыз етуі тиіс. Осы жағдайларды жасайтын имитацияларды пайдалануға жол беріледі.

254. Ұшу сынақтары

      1663. Ауалық бұрамның ұшу-пайдалану сипаттарын және оның негізгі пайдалану режимдерінде оны реттеу мен басқару жүйелерін тексеру.
      Ұшуды пайдалану жағдайларындағы тексеру ауалық бұрамның жұмыс қабілеттігін, оның қанаттарын орнату бұрыштарының негізгі тіркелген таяныштарын таңдаудың дұрыстығын. Сондай-ақ басқа да ауалық бұрамның ұшу-пайдалану сипаттамаларын, оның реттеу мен басқару жүйелерін, талаптарына кіретін жұмысты бақылау құралдарын және техникалық құжаттама деректерін тексеруді көрсетуі тиіс.
      Тексеру жерде және ұшу сынақтарымен жүргізілуі тиіс, мұнда:
      1) ауалық бұрамның айналу жиілігін реттеудің орнықтылығы мен дәлдігі және қозғалтқыш тексерілетін барлық белгіленген режимдегі осьтік ауалық бұрамдардың айналу жиілігінің әртүрлігі;
      2) ауалық бұрам қалақтарының бұрылу механизмінің жұмыс қабілеттігі және оның айналу жиілігін, оның ішінде ең жоғары шамасын реттеудің сапа сипаттамасы мен ауалық бұрамның айналу жиілігінің қозғалтқыштағы ауыспалы процестері кезінде, ол тексерілетін іске қосуды қоса, оның тепе-теңдік мәндеріне ауытқу ұзындығы;
      3) қалақтарды флюгерлік жағдайға енгізу жүйелері бар мәжбүрлі (қолмен) қосу кезінде және ұшудың барлық үлгілік кезеңдерінде одан шығару кезінде қозғалтқыш деңгейлес "алаңдарда" және маневрлерде тексерілетін ауалық бұрам қалақтарының бұру тетігінің жұмыс қабілеттілігі;
      4) ауалық бұрамның қалақтарын орнатудың флюгерлік бұрышын таңдау дұрыстығы. Тексеру пайдаланудың күтілетін жағдайларына сәйкес келетін ұшу жылдамдығының диапазонында, ауалық бұрам не айналады, не 0,5 с -1 аспайтын жиілікпен жұмыс бағытына айналатынын көрсетуге тиіс;
      5) ауалық бұрамның қалақтарын орнатудың ең аз бұрамын таңдау дұрыстығы, жердегі жағдайлар кезінде (ұшақтың тұрақтағы кезінде):
      бір валды қозғалтқышты қалыпты іске қосу;
      жердегі аз газ режимінде май жүйесінің жылу алмастырушының жеткілікті үрлеуін;
      техникалық құжаттамада көрсетілген шектерде жердегі аз газды режимдегі ауалық бұрамның тартымы қамтамасыз етілуге тиіс;
      6) оның конструкциясына кіретін ауалық бұрамның жұмысын бақылау құралдарының жұмыс кабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде крейсерлік ұшуда ауалық бұрамның ұзақ жұмысының қалақтардың бұрылу тетігінің жұмыс қабілеттігіне және қозғалтқыштағы ауыспалы процестері кезінде және ауалық бұрам қалақтарының флюгерлік жағдайға енгізу және одан шығару кезіндегі реттеу мен басқару жүйелерінде әсерін бағалаған жөн. Тексеруді 40 о С-тан жоғары атмосфералық ауа температурасы кезінде РП-да көрсетілген жоғары крейсерлік режимінде кем дегенде екі сағат бойы немесе осы режимдегі, ал екі сағаттан кем болса, пайдаланудағы ең жоғары мүмкін болатын жұмыс ұзақтығының ішінде жұмыстар кейін жүргізген жөн.
      1664. Ауалық бұрам элементтерінің тербеліс жүктемесін тексеру.
      Тексеру ауалық бұрамның ұшудағы пайдалану жағдайын ауалық бұрамның шыдамдылығы мен ресурсы бойынша 4.9.3 талаптарына сәйкес қол жетпейтін оның элементтерінің тербелістік жүктемеден кейін сол тәрізді көбейтуге алып келмейтіндігін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) ол тексерілетін ТВҚ жұмыс жердегі жағдайлары мен режимдерінде ауалық бұрамның элементтерін, тербелістік жүктемесінің сипаты мен деңгейі;
      2) ол тексерілетін ТВҚ-ң барлық ұшу режимдері мен жұмыстарында ауалық бұрамның элементтерін тербелістік жүктеменің сипаты мен деңгейі бағалануға тиіс.
      Сынақ кезінде жердегі желді жағдайларда ауалық бұрам элементтерін тербелісті жүктемеден кейінгі әсері бағалануы тиіс.
      Тербелісті жүктемені анықтауға арналған тексеруге ауалық бұрамның қалақтары, сондай-ақ ауалық бұрамның осы үлгісінің текшелік сынақтары нәтижелерінің негізінде анықталуы тиісті валдары, корпусы және оның басқа да элементтері, тізбесі және баламалы конструкциясы бар басқа да ауалық бұрамдардың бабына келтіру тәжірибесі жатады.
      1665. МҚЖ-тың жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Тексеру ауалық бұрамның конструкциясына кіретін оны басқару мен бақылау құралдарының элементтері бар МҚЖ ұшудағы пайдалану жағдайларында жұмысқа қабілеттілігін және қозғалтқыштың өлшемдеріне қол жетімсіз әсер етпейтінін көрсетуі тиіс.
      Тексеруді "құрғақ" ауада ғана орындауға рұқсат ететін жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн.
      Ұшу сынақтары 11000 метрге дейінгі әртүрлі ұшу биіктіктерінде немесе ауалық бұрамның пайдаланудағы күтілетін жағдайына сәйкес ең жоғары биіктікке дейін, егер ол 11000 метрден кем болса, ұшу жылдамдығы диапазонының пайдалануда күтілетін диапазонын қамти отырып, жүргізілуге тиіс. Қозғалтқыштың әртүрлі режимдерінде жердегі (ұшудағы) газы аз режимнен шарықтау (ең жоғары) режиміне дейінгі диапазондағы сынақтар кезінде:
      1)  МҚЖ жұмыс қабілеттігі (мысалы, МҚЖ электржылытқыштарының жұмысын сипаттайтын өлшемдер бойынша), ауалық бұрамның конструкциясына кіретін МҚЖ-ны басқару мен бақылау құралдарының жұмыс қабілеттігі;
      2) МҚЖ жұмысының қозғалтқыш өлшеміне әсері бағалануы тиіс.
      1666. Ауалық бұрамның қол жетпейтін теріс тартымынан қорғаудың автоматты жүйелерінің жұмыс қабілеттігін тексеру.
      Ауалық бұрамның ұшудағы пайдалану жағдайында тексеру:
      1) ауалық бұрамның қол жетпейтін теріс тартымынан қорғау жүйелерінің жұмыс қабілеттігі мен кедергіден қорғаныстығы;
      2) жүйелердің ұшу-пайдалану сипаттамаларының техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігі;
      3) ауалық бұрамның конструкциясына кіретін пайдаланудағы қорғаныстық жүйелерді бақылау құралдарының жұмыс қабілеттігі көрстілуге тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен өткізген жөн, бұл жерде:
      1) ауалық бұрам қалақтарын флюгерлеудің автоматты жүйелерінің жұмыс қабілеттілігі, теріс тартымды шектеу, осы жүйелер жұмыс істей бастауға тиісті режимдерде қозғалтқыштың қалыпты жұмысы кезінде және ауалық бұрамның қозғалтқышы мен реттеу және басқаның жүйелерінің істен шығу имитациясы кезінде қалақтарының аралық жағдайын шектеу бағалануы тиіс. Бұл ретте, ұшу өлшемдері (режимдері) бойынша жүйелердің сенімсіз жұмыс істеу шекаралары анықталуға, қозғалтқыш тартымының өзгерісі, оның ішінде ауалық бұрамның авторотация режимінде оның қалақтарының аралық және ең төмен бұрыштарындағы тіректеріндегі орнату жағдайы кезінде (егер РП көзделген ұшуда ең төмен бұрыш пайдаланылса) тікелей немесе жанама тәсілмен бағалануы тиіс;
      2) жүйелердің жұмысына кіру көзделмеген, қозғалтқыштың қалыпты жұмысы режимдерінде оның жұмыс істеп кетуін болдыртпайтын, автоматты флюгирлеу жүйелердегі датчиктерінің жұмыс істеп кету өлшемдері бойынша қорлардың жеткіліктілігі;
      3) пайдаланудың күтілетін жағдайларындағы қону режимдерінде қозғалтқыштың орнықты жұмысы енгізілуге тиісті ауалық құрамның қалақтарын орнатуда аралық бұрыштың таңдаудың дұрыстығы және техникалық құжаттамаға сәйкес талап етілетін оның мүмкіндігі, ол теріс тартымның шамасы авторотациясы кезінде ең төмен мүмкіндікте болуға тиіс;
      4) ауалық бұрамның конструкциясына кіретін пайдаланудың қорғау жүйелерін бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде атмосфералық ауа температурасының 3.1.11 сәйкес оның өзгеріс диапазонына әсерін, егер осы әсер едәуір күтілетін болса, бағаланған жөн.
      1667. Ауалық бұрамның кері қимылдайтын тартылым жүйелерінің жұмыс қабілеттілігін тексеру.
      Ауалық бұрамның ұшуды пайдаланудағы жағдайларында тексеру:
      1) кері қимылдайтын тартым жүйесінің жұмыс қабілеттілігін;
      2) қозғалтқыш пен ауалық бұрам жұмысының орнықтылығын және кері қимылдайтын тартым режимдеріндегі олардың өлшемдерінің техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігін;
      3) оның конструкциясына кіретін ауалық бұрамның жүйесін бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігін көрсетуге тиіс.
      Тексеруді жерде және ұшу сынақтарымен жүргізген жөн, оларды:
      1) кері қимылдайтын тартқышым жүйесінің жұмыс қабілеттілігі, белгіленген режимдердегі және, жүйені пайдалану рұқсат етілген ұшудың сол бір ұшу кезеңіндегі жүйені қосу, жұмыста ажырату кезіндегі жұмыстар мен өлшемдердің орнықтылығы;
      2) қалақтардың кері қимылдайтын режимдеріне көшу кері тартқыш жетістігі және оң тартқыш режиміне көшу уақыты;
      3) оның конструкциясына кіретін ауалық бұрамның кері қимылдайтын тартқышы жүйесінің жұмысын бақылайтын құралдардың жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде анықталған жел жағдайының және жердегі атмосфералық ауаның сипаттамасына әсері (егер ол елеулі күтілетін болса) бағалануы тиіс.
      1668. Ауалық бұрамның үлгілік бейімі бойынша ұшудағы жұмысын тексеру.
      Ауалық бұрамның текшелік ресурстық сынақтар бағдарламаларының режимдерін таңдау шынайылығын растау үшін кем дегенде 50 ұшу айнылымы циклдары көлемі мен пайдаланудың күтілетін жағдайдағы үлгілік бейіндері бойынша ұшуда тексеру жүргізілуі тиіс.

255. Ауалық бұрамның ұшақты сертификаттау кезіндегі сынақтары

      1669. Ұшақты сертификатталау кезінде ауалық бұрам мыналарды:
      1) белгіленген режимдерде және қозғалтқыштағы ауыспалы проценттер кезінде ауалық бұрамды;
      2) ауалық бұрамның элементтерін тербелісті жүктемелерді;
      3) табиғи мұз қату жағдайларында ауалық бұрамның МҚЖ-ін және оның тиімділігін;
      4) ұшақ үшін қол жетімсіз ауалық бұрамның кері тартымынан ұшақты қорғаудың қамтамасыз етілгендігін;
      5) ауалық бұрам жұмысының кері қимылдайтын режимін және оның ұшақ сипаттамасына әсерін;
      6) ауалық бұрамның ұшу циклының өлшемдерін;
      7) ауалық бұрамды пайдалану технологиялылығын тексеру бойынша ұшу сынақтарынан қанағаттанарлықпен өтуге тиіс.
      1670. Мемлекеттік сынақтарға ұсынылған немесе олардан өткен конструкциясы мен негізгі деректері бойынша ауалық бұрамға сәйкес келетін сынақтарға ауалық бұрам өтуі тиіс сынақтар жоғарыда көрсетілген үлгіден айырмашылығы бар, сыналған сипаттамаларға елеулі әсер етпейтін сол үлгідегі басқа ауалық бұрамдармен жүргізілуі мүмкін.
      1671. Ауалық бұрамның сынақтарының жұмысы үшін ауалық бұрам тағайындалған сол үлгінің қозғалтқышында жүргізілуге тиіс. Ауалық бұрамның жұмыс режимдерін айқындайтын қозғалтқыштың қуаты мен басқа да деректері мемлекеттік сынақтарға ұсынылған немесе олардан өткен қозғалтқыштың сол бір түрі үлгісінің деректеріне сәйкес келуі тиіс.
      1672. Сынақтар ауалық бұрам қозғалтқышымен қоса тағайындалған сол бір үлгінің ұшағында жүргізіледі. Сынақтардан ұшақта әртүрлі жағдайларда өзінің орналасуына жұмыс істейтін барлық қозғалтқыштар, ауалық бұрамдар өтуі тиіс.
      1673. Сынақтардың сынақтардың жекелеген бөліктерін ұшу зертханасында, егер оған жеткілікті түрде толық (тексерілетін сипаттамаларға қатысты) қуат қондырғы элементтерінің конструкциясы мен тұтастыру, сондай-ақ ауалық бұрам тағайындалған ұшақтың ауалық бұраммен байланысты немесе оның жұмысына әсер ететін элементтері мен жүйелері ұдайы өндірілген болса, орындауға рұқсат беріледі.
      1674. Сынақтар кезінде қуатты қондырғыдағы ауалық бұрамдар өзара іс-қимылының тексеріліп отырған сипаттамаларға және ұшақтың функционалдық жүйелерінің ауалық бұрамымен байланысты жұмыстағы мүмкін болатын ауытқуларға әсерін, егер осы әсерді елеулі деп тануға негіз бар болса, бағалаған жөн.

256. Ауалық бұрамның ұшу сынақтары

      1675. Ауалық бұрамды белгіленген режимдерде және қозғалтқыштағы ауыспалы процестер кезінде тексеру.
      Пайдалану жағдайларында ұшақта тексеру ауалық бұрамның жұмыс қабілеттілігі мен негізгі, тіркелген тіректер мен оның қалақтарын орнату бұрыштарын таңдаудың дұрыстығын, сондай-ақ ауалық бұрамның басқа да ұшу-пайдалану сипаттарының, оның реттеу, басқару жүйелерінің және жұмысын бақылау құралдарының талаптар мен техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігін тексеру.
      Сынақтар жерде және ұшуда сынақтар жүргізгенде, олар:
      1) ауалық бұрамның айналу жиілігін реттеудің орнықтылығы мен дәлдігі және қозғалтқыш тексерілетін барлық белгіленген режимдегі осьтік ауалық бұрамдардың айналу жиілігінің әртүрлігін;
      2) ауалық бұрам қалақтарының бұрылу механизмінің жұмыс қабілеттігі және оның айналу жиілігін, оның ішінде ең жоғары шамасын реттеудің сапа сипаттамасы мен ауалық бұрамның айналу жиілігінің қозғалтқыштағы ауыспалы процестері кезінде, ол тексерілетін іске қосуды қоса алғанда, оның тепе-теңдік мәндеріне ауытқу ұзындығы;
      3) қалақтарды флюгерлік жағдайға енгізу жүйелері бар мәжбүрлі (қолмен) қосулар кезінде және ұшудың барлық үлгілік кезеңдерінде одан шығару кезінде қозғалтқыш деңгейлес "алаңдарда" және маневрлерде тексерілетін ауалық бұрам қалақтарының бұруы тетігінің жұмыс қабілеттілігін;
      4) ауалық бұрамның қалақтарын орнатуда флюгерлік бұрышты таңдау дұрыстығын бағалауы тиіс. Тексеру тік ұшудың бір жұмыс істемейтін қозғалтқышпен 10%-дан аспайтын жылдамдық диапозонында барлық диапозонда, сондай-ақ ең үлкен қол жетерлік жылдамдықта ауалық бұрам не айналады, не 0,5с -1 аспайтын жиілікпен жұмыс бағытына айналатынын көрсетуі тиіс;
      5) ауалық бұрамның қалақтарын орнатудың ең аз бұрышын таңдаудың дұрыстығы, жердегі жағдайда (ұшақтың тұрақтығы кезінде):
      бір валды қозғалтқышты қалыпты іске қосу;
      жердегі аз режимде май жүйесінің жылу алмастырушының жеткілікті үрлеуін;
      жердегі аз газды режимде ұшақ дөңгелектері тежегіштерінің сенімді жұмысын және рөлді бұруда ұшақты басқару ыңғайлығын ескере отырып таңдалған өлшем шегіндегі тартқышы;
      6) ауалық бұрамның жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі бағалануға тиіс.
      Сынақтар кезінде крейсерлік ұшуда ауалық бұрамның ұзақ жұмысының қалақтардың бұрылу тетігінің жұмыс қабілеттігіне және қозғалтқыштағы ауыспалы процестері кезінде және ауалық бұрам қалақтарының флюгерлік жағдайға енгізу және одан шығару кезіндегі реттеу мен басқару жүйелерінде әсерін бағалаған жөн. Тексеруді 40 о С-тан жоғары атмосфералық ауа температурасы кезінде РП-да көрсетілген жоғары крейсерлік режимінде кем дегенде 2 сағат бойы немесе осы режимдегі, ал 2 сағаттан кем болса, пайдаланудағы ең жоғары мүмкін болатын жұмыс ұзақтығының ішінде жұмыстар кейін жүргізген жөн.
      1676. Ауалық бұрам элементтерінің тербелісті жүктемесін тексеру.
      Тексеру ұшақтағы ауалық бұрамды пайдалану жағдайы шыдамдылық талаптары бойынша жол берілмейтін оның элементтерінің тербелісті жүктемесінің деңгейін осыншама арттыруға алып келмейтіндігін растауға тиіс. Жүктемелерді (кернеулерді) анықтауды жүргізу қажет.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, оларды:
      1) қозғалтқыштың жұмыс режимдерінің пайдалану диапазонындағы жердегі жағдайларды және ең жоғары бұруы мүмкін (рұқсат етілетін) бұрыштың жылдамдықтарына айналу бұрыштары мен ұшақты басқару кезінде ауалық бұрам элементінің тербелісті жүктемесінің сипаты мен деңгейі;
      2) тексерілетін ұшақтың ұшуы және қозғалтқыш жұмыстарының барлық режимдеріндегі және ол сондай-ақ қозғалтқышты ажырату және іске қосу кезінде ауалық бұрам элементінің тербелісті жүктемесінің сипаты мен деңгейі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде ауалық бұрам элементінің тербелісті жүктемесінің деңгейіне мынадай факторлардың әсері бағалануы тиіс:
      1) жердегі желді жағдайлар;
      2) тексерілетін және қатар орналасқан ауалық бұрамның олардың айналу жазықтықтары жабылған немесе осы ауалық бұрамдар жақын орналасқан жағдайдағы жұмыс режимдерінің үйлесуі.
      1677. Тербелісті жүктемені анықтауға арналған тексеруге ауалық бұрамның қанаттары, сондай-ақ валдары, корпусы және тізбесі ауалық бұрамның осы үлгісінің ұшу сынағының нәтижелерінің негізінде анықталуы тиісті басқа элементтер мен баламалы конструкциясы бар ауалық бұрамның бабына келтіру тәжірибесі жатады.
      Ауалық бұрам МҚЖ және оның тиімділігін табиғи мұз қату жағдайларында тексеру.
      Ұшақтағы ауалық бұрамды жұмыс жағдайларында тексеру жүйелердің текшелік сынақтарын оның ұшу сынақтарын есептеудің нәтижелерін растауға және олардың жиынтығын ұшақтың РОП сәйкес мұз қату жағдайларындағы пайдалану кезінде олардың жиынтығын көрсетуге тиіс, мұндай жағдайда, ауалық бұрамның жұмысын бұзушылық және қалдық мұз түзудің қозғалтқышпен ұшақтың ұшу пайдалану сипаттамаларына және олардың конструкциясына беріктігіне әсерінің қауіпті салдарының туындауы мүмкін емес.
      Тексеруді мұз қату жағдайларында бақылайтын жердегі және ұшу сынақтарымен жүргізген жөн. Сынақтар ұшақтың барлық қозғалтқыштарының қалыпты жұмысы кезінде, сондай-ақ қозғалтқышты ажыратқан кезінде пайдалану үшін ұсынылғандарға сәйкес келетін жылдамдықтарда ұшу биіктігінің диапазонындағы бағдарламамен белгіленген сынақтар жүргізуі тиіс. Сонымен бірге қозғалтқыштың пайдалану диапазоны қабылдаған жұмысының әртүрлі режимдеріндегі олардың өзгерісі:
      1) ауалық бұрам МҚЖ-тың жұмыс қабілеттілігі (жылытылатын элементтердің жылулық жай-күйі, жылыту жүйесінің өлшемдері және т.б. МҚЖ-тың үлгісіне қарай) және оны басқару мен бақылау құралдарын пайдалану ерекшеліктері;
      2) МҚЖ жұмысының қозғалтқыш өлшеміне әсері;
      3) мұз қату жағдайларындағы МҚЖ тиімділігі, қалдық мұз түзудің ауалық бұрам мен қозғалтқыштың бірлескен жұмысына әсері;
      4) ауалық бұрамның ағу тетігі мен қалақтарынан мұз бөлігін алу мүмкіндігі және олардың қозғалтқыш пен ұшақтың элементтеріне түсу салдарлары бағалануы тиіс.
      1678. Сынақтар кезінде МҚЖ қосу ұзақтығының кідірісі 1 минут, мұз қату жағдайларында тексеріліп әрбір отырған режимдегі ұшу ұзақтығының ауалық бұрамының ағу тетігі мен қалақтарынан мұздың бір бөлігін алудың мүмкін болатын салдарларына әсері бағалануы тиіс.
      1679. Ұшақты ұшақ үшін ауалық бұрамның қол жетімсіз теріс бұрамынан қорғаудың қамтамасыз етілгендігін тексеру.
      Ауалық бұрамын пайдалану жағдайларын ұшақта тексеру:
      1) ауалық бүрамның қол жетімсіз теріс тартымынан қорғау жүйелерінің жұмыс қабілеттілігі мен кедергіден қорғалғыштығы;
      2) жүйелердің ұшу-пайдалану сипаттамаларын техникалық құжаттамасының деректеріне сәйкестігі;
      3) қуатты қондырғының қалыпты жұмысы кезінде, сондай-ақ қозғалтқыштың істен шығулары мен ауалық бұрамның реттеу және басқару жүйелеріндегі істен шығулар кезінде ұшақ үшін қол жетімсіз теріс тартымның туындауының мүмкін болмауы;
      4) қорғанғыштық жүйелерді бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі расталуға тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынақтармен жүргізген жөн, олардың:
      1) ауалық бұрам қалақтарын флюгирлеу жүйелерінің жұмыс қабілеттілігі, теріс тартым шектеулері, қалақтардың осы жүйелер жұмысқа кірісуге тиісті режимдерінде қуатты қондырғыны қалыпты жұмысы кезіндегі және қозғалтқыш пен ауалық бұрамды реттеу мен басқару жүйелерінің істен шығулары кезіндегі аралық жағдайын шектеу бағалануы тиіс. Сонымен бірге, ұшудың өлшемдері (режимдері) бойынша жүйелердің сенімді жұмыс істеп кету шекаралары, анықталуға тікелей немесе жанама тәсілмен ауалық бұрам қалақтарының көтерудің аралық және ең аз бұрыштары тіректеріндегі жағдайы кезінде ауалық бұрамның авторотация режиміндегі қуатты қондырғы шартының өзгеруі (егер ұшуда ең аз бұрышты пайдалану РП-да көзделген болса) бағалануы тиіс;
      2) жүйенің жұмысқа кірісуі көзделмеген қозғалтқыштың қалыпты жұмысы режимдерінде оның жұмыс істеп кетуін болдырмайтын автоматты флюгирленетін жүйе датчиктерінің жұмыс істеп кету өлшемдері бойынша қорлардың жеткіліктілігі;
      3) ұшақ үшін қол жетімді теріс тартымның авторотациясы кезіндегі шамасын ескере отырып, ауалық бұрамның қалақтарын орнатудың аралық бұрышын таңдаудың дұрыстығы, қозғалтқыштың орнықты жұмысының қамтамасыз етілгендігі, сондай-ақ аз газды ұшу және аз газды жердегі екінші айналымға кету жағдайларындағы мүмкіндік уақытының техникалық құжаттамасының талаптарына сәйкестігі;
      4) ауалық бұрамның қол жетімсіз теріс тартымының пайда болуынан ұшақты корғаудың қамтамасыз етілгенді, қорғалатын жүйелердің жұмыс істеп кетуінің орнықтылыққа әсері ұшақтың басқарылымы мен ұшу сипаттамалары, сондай-ақ аралық бұрыштық тіректері бар ауалық бұрамдар қалақтарының алыну сәйкессіздігінің ұшақтың жүгіруі кезіндегі орнықтылығы мен басқарылымдығына әсері;
      5) ауалық бұрамның қорғанғыштық жүйелері бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі бағалануы тиіс.
      Сынақтар кезінде атмосфералық ауа температурасының оның өзгеріс диапазонына әсерін, егер осы әсер елеулі деп күтілетін болса, бағалаған жөн.
      1680. Ауалық бұрамның кері қимылдайтын жұмыс режимін және оның ұшақтық сипаттамасына әсерін тексеру.
      Пайдалану жағдайларын ұшақта тексеру:
      1) кері қимылдайтын тартым жүйесінің жұмыс қабілеттілігін;
      2) қозғалтқыш пен ауалық бұрам жүйесінің орнықтылығы және олардың кері қимылдайтын тартым режиміндегі өлшемдерінің техникалық құжаттама деректеріне сәйкестігін;
      3) кері қимылдайтын ауалық бұрамның ұшақтың жағдайы мен ұшу сипаттамаларына қол жетімсіз әсерінің болмауы;
      4) ауалық бұрамның кері қимылдайтын тартым жүйесін бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігін растауы тиіс.
      Тексеруді жердегі және ұшудағы сынқатармен жүргізген жөн, олардың:
      1) кері қимылдайтын тартым жүйесі мен оның жұмысын бақылау құралдарының жұмыс қабілеттілігі, кері қимылдайтын режим жұмысын пайдалануға рұқсат етілген ұшудың сол бір кезеңдердегі жүйені жұмысқа қосу және ажырату жағдайында белгіленген режимдердегі жұмыстың орнықтылығы мен өлшемі;
      2) кері қимылдайтын тартым режимдерінде жұмыс істеп тұрған ауалық бұрамдардың қуатты қондырғының көршілес қозғалтқыштарының жұмысы мен өлшеміне әсері;
      3) кері қимылдайтын тартым мен оның сипаттамалары жүйелері жұмыстың, оның ішінде ең жоғары теріс тартымға жету уақыты мен симметриялық ауалық бұрамдардың кері қимылдайтын режимге көшудің сәйкестігі ұшақтың жағдайы мен ұшу сипаттамаларына әсері;
      4) ауалық бұрамдардың біреуінің кері қимылдайтын режимінің қосылмауы қонғаннан кейінгі оның жүгіруі кезінде ұшақтың жай-күйіне әсері бағалануға тиіс. Тексерудің қажеттігі осындай істен шығуды алдын ала талдау мүмкіндігі мен салдарларының негізінде белгіленеді.
      Сынақтар кезінде анықталған жердегі жел жағдайлары мен атмосфералық ауа температурасының әсері (егер ол елеулі түрде күтілетін болса) бағалануы тиіс. Ауалық бұрамының ұшу циклының өлшемдерін тексеру.
      Пайдаланудың күтілетін жағдайлары үшін сынақ циклын нақтылау мақсатында ұшақтың осы үлгісінің қозғалтқышындағы ауалық бұрамның ұшу циклының өлшемі анықталуы тиіс.
      1681. Ауалық бұрамының пайдалану технологиялылығын тексеру.
      Тексеру ұшақтағы пайдалану жағдайларында ыңғайлы, қауіпсіз және бақыланатын қарау, техникалық қызмет көрсету және ауалық бұрамның, оның бөлшектері, тораптары мен агрегаттарын РП жене РҚ нұсқамаларына сәйкес ауыстырудың қамтамасыз етілгендігін көрсетуі тиіс.
      1682. РҚ-да нұсқалған тұрақ жағдайларында және басқа жағдайларда тікелей ұшақта жүргізілуі тиісті тексеру кезінде:
      1) ыңғайлы, қауіпсіз, бақылаулы қарау, техникалық қызмет көрсету және ауалық бұрамды, оның агрегаттары мен жүйелеріне талаптары мен РП және РҚ нұсқауларына сәйкес ауыстырудың қамтамасыз етілгендігін;
      2) ұшақта қуатты қондырғы жиынтығында қолданылатын ауалық бұрамның өзара алмасымдылығын;
      3) ауалық бұрамды сақтау мен сақтамаудың қамтамасыз етілгендігін бағалаған жөн.
      Тексеруді ұшақта пайдаланудың әртүрлі климаттық жағдайларда жүргізген жөн.

257. Сериялық және жөндеулік ауалық бұрамның сынақтары

      1683. Сериялық және жөндеулік ауалық бұрамдардың өткізу және бақылау зертханалық сынақтарына және іріктеп алуларға және қосымша сынақтарға тап болуға тиіс. Жөндеулік ауалық бұрамдар сынақтар кезінде өткізу және бақылау сынақтары бағдарламаларында нұсқалғандардан өзгешеленетін сынақтардың әдістері, талаптары мен көлемдері көзделуі мүмкін.
      1684. Сериялық және жөндеулік ауалық бұрамдардың сынақтары мен іріктеп алулардың оларды бөлшектегеннен кейінгі бөлшектердің жай-күйін зерттеген көлемі, егер конструкциясының, сапасының және жасанды бақылаудың жетістігі көрсетілген болса, қысқартылуы мүмкін, сондай-ақ сынақтардын әдістемесі РП-да нұсқалған қызмет көрсету ережелерінің сақталуы мен ауалық бұрамның жөндеуаралық ресурсының ішіндегі жұмыс қабілеттілігін сақтау кезінде қамтамасыз етіледі.
      1-ескерту. Сынақтар көлемінің кез келген қысқартуы ауалық бұрамның жұмыс қабілеттілігі нашарлаған жағдайларда немесе оның конструкциясына елеулі өзгерістер енгізу кезінде қайта қаралуы мүмкін.
      2-ескерту. Жөндеулік бұрамдар сынақтарының көлемі сериялық ауалық бұрамдар сынақтарының көлемінен өзгешеленуі мүмкін.
      3-ескерту. Аз сериялармен ауалық бұрамдар өндіру кезінде сынақтардың көлемі мен оларды іріктеу саны қысқартылуы мүмкін.

258. Өткізу және бақылау сынақтары

      1685. Ауалық бұрамдар (сериялық және жөндеулік) бағдарлама бойынша зертханалық текшелерде өткізу және бақылау сынақтарынан өтуі тиіс:
      1) жасау және жинау сапасын тексеру;
      2) өлшемдер мен сипаттамалардың техникалық құжаттамада белгіленген деректерге сәйкестігін тексеру;
      3) ауалық бұрамдарды (бақылау сынақтарын жүргізу кезінде) қабылдау.
      Ескерту. Тиісті негіздер жағдайында өткізу және бақылау сынақтары бірлестірілуі мүмкін.
      1686. Сынақтар жалпы талаптарға сәйкес өткізу және бақылау сынақтарының бағдарламаларында көрсетілген бірізділік жағдайларында, сондай-ақ қосымша ережелермен өткізілуі тиіс:
      1) егер өткізу сынақтарының барысында тізбесі техникалық құжаттамада келтірілген қандай да бір негізгі торапты немесе бөлшекті ауыстыру қажеттілігі туындаса, осы сынақтар немесе олардың бөлшектері келісілген көлемде қайталануы тиіс;
      2) егер өткізу сынақтарының барысында қандай да бір конструкциялық элементті немесе бөлшекті ауыстыру қажеттілігі туындаса, онда мұндай ауыстыруға, егер ол сынақтар деректерінің нәтижелеріне әсер етпесе, рұқсат етілуі мүмкін.
      1687. Өткізу және бақылау сынақтарының бағдарламасы ең аз дегенде мыналарды:
      1) ауалық бұрамның қадамын өзгерту тетігінің жұмыс істеуін сынауды;
      2) қорғанғыштық құрылғылардың икемділігін тексеруді;
      3) герметикалықты тексеруді;
      4) ішкі қуыстардың тазалығын тексеруді;
      5) қалақтардың геометриялық көлемдерін тексеруді;
      6) статикалық теңгерімді жүргізуді қамтуы тиіс.

259. Қосымша сынақтар

      1688. Кезеңдік (комиссиялық) және техникалық сынақтарды қамтитын қосымша текшелік сынақтарға сериялық өндірістің ауалық бұрамдар өтуі тиіс.
      1689. Ауалық бұрамның текшелік сынақтары қозғалтқыштың комиссиялық сынақтарымен бірлесуі мүмкін. Оларды бірлестіру мүмкін болмаған жағдайда, зертханалық текшелердегі ауалық бұрам тетігінің конструкциялары мен бөлшектерінің қуатты элементтеріне динамикалық сынақтар жүргізілуі тиіс. Бөлшектердің тізбесі, сондай-ақ зертханалық-текшелік сынақтардың бағдарламасы жасалуы тиіс. Осы үлгідегі ауалық бұрамның қанаттары тиісті бағдарламалар бойынша динамикалық сынақтардан өтуі тиіс.
      1690. Белгіленген күнтізбелік мерзім ішінде сериялық зауыт шығаратын ауалық бұрамдардың партиясы, егер партиядан өздігінен таңдалған ауалық бұрам комиссиялық сынақтардан табысты өтті деп танылса, ал ақауын табу оның одан әрі пайдалануға жарамдығын растаса, пайдалануға жіберілуі мүмкін.
      1691. Енгізілуі беріктік сипаттамасына әсер етуі мүмкін жаңа конструкцияларды немесе өндірістік-технологиялық іс-шаралары бар ауалық бұрамдар, егер сынақтардың қанағаттанарлық нәтижелері алынса, пайдалануға жіберілуі мүмкін.

260. Ресурстардың өсуі

      1692. Ресурстардың өсуі осы Нормалардың 48-49 тарауларына сәйкес жүргізілуге тиіс.

Об установлении нормы летной годности гражданских воздушных судов

Постановление Правительства Республики Казахстан от 6 сентября 2007 года N 779. Утратило силу постановлением Правительства Республики Казахстан от 26 июля 2011 года № 859

      Сноска. Утратило силу постановлением Правительства РК от 26.07.2011 № 859 (вводится в действие со дня первого официального опубликования).

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

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

      2. Настоящее постановление вводится в действие со дня подписания.

      Премьер-Министр
      Республики Казахстан

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

Нормы
летной годности гражданских воздушных судов

Общие положения

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

1. Основные определения

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

2. Классификация положений Норм

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

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

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

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

3. Назначение и применение настоящих Норм

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

5. Общие требования к летной годности

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

6. Общие требования к Руководству по летной эксплуатации ВС

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

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

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

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

7. Летные характеристики, устойчивость и
управляемость воздушного судна

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      Cм. бумажный вариант

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

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

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 2. Схема взлета

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

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

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

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

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

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 3.1. Схема полной посадочной дистанции

      РПД - располагаемая посадочная дистанция, КПБ - концевая полоса безопасности

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

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

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

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

                         П н = tgӨ н * 100 %.

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

                        П сн = [tgӨ сн ] * 100 %.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      полетная - шасси убрано, механизация крыла в полетном положении;

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      48) угол атаки (коэффициент подъемной силы) возникновения

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

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

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

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

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

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

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

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

      56) перегрузка n - отношение результирующей силы R (сумма
    ->                         ->
тяги Р и аэродинамической силы R A ) к произведению массы ВС m на
                                                           ->
ускорение свободного падения g. При определении перегрузки n для условий разбега, приземления и пробега дополнительно учитывается сила реакции земли.
      Продольная перегрузка n x = R x /mg.
      Нормальная перегрузка n y = R y /mg.
      Поперечная перегрузка n z = R z /mg. R x , R y , R z - соответственно
продольная сила, нормальная сила и поперечная сила (составляющие
                   ->
результирующей силы R по осям связанной системы координат).
      Тангенциальная перегрузка n x A = R xA /mg.
      Нормальная скоростная перегрузка n уА = R yA /mg.
      Боковая перегрузка n zA = R zA /mg, R хA , R yA , R zA -
соответственно тангенциальная сила, подъемная сила и боковая сила
                                 ->
(составляющие результирующей силы R по осям скоростной системы
координат).

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

и педалях по их ходу;
      w х , w у , w z - скорости крена, рыскания и тангажа в связанной системе координат (рис. 4.);
            dPв           dxв
      Р n в = -----, Х n в = -----, - соответственно изменение усилий на
            dn y            dn y

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

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

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 4. Система координат и правила знаков

      См. бумажный вариант

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

      55. V отp (V LOF ) - скорость отрыва, скорость ВС в момент отрыва основных его стоек шасси от поверхности взлетно-посадочной полосы по окончании разбега при взлете.
      56. V 2 - безопасная скорость взлета.
      57. V 2n - скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями.
      58. V 3 - скорость в момент начала уборки механизации на взлете.
      59. V 4 - скорость при полетной конфигурации на взлете.
      60. V min эп (V MCL ) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку.
      61. V min эп-1 (V MCL-1 ) - минимальная эволютивная  скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем.
      62. V min эп-2 (V MCL-2 ) - минимальная эволютивная  скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями.
      * В скобках приведены обозначения скоростей, принятые в Международной организации гражданской авиации (ИКАО).
      63. V ЗПДmin - минимальная демонстрационная скорость захода на посадку.
      64. V ЗПmax - максимальная скорость захода на посадку.
      65. V ЗП (V REF ) - скорость захода на посадку.
      66. V ЗП_n-1 (V REF-1 ) - скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем.
      67. V ЗП_n-2 (V REF-2 ) - скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями.
      68. V c (V s )скорость сваливания или минимальная скорость ВС, соответствующая максимальному значению коэффициента подъемной силы в
связанной системе координат, достигнутому в процессе торможения до угла атаки а пред или а с , если а пред назначается по сваливанию при условиях, оговоренных в подпункте 43 пункта 48, приведенная к n уа   = 1.
      69. V c1 (V s1 ) - скорость сваливания или минимальная скорость ВС в рассматриваемой конфигурации для рассматриваемых значений массы, центровки ВС и режима работы двигателей, соответствующего полетному малому газу.
      70. V а доп (V с у доп ) - скорость при допустимом угле атаки (коэффициенте подъемной силы), приведенная к n уа = 1.
      71. V nn - скорость, соответствующая возникновению предупредительных признаков, приведенная к n уа = 1.
      72. V mах э - максимальная эксплуатационная скорость.
      73. V mах mах - расчетная предельная скорость.
      74. Для краткого обозначения скоростей должны использоваться следующие сокращения:
      ПР (JAS) - приборная скорость;
      ИЗ (CAS) - индикаторная земная скорость;
      ИН (EAS) - индикаторная скорость;
      ИС (TAS) - истинная скорость.
      Указанные сокращения ставятся после числового значения с размерностью. Например, приборная скорость захода на посадку, равная 200 км/ч, обозначается V зп = 200 км/ч ПР.

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

                     VПP --> Р полн - Р ст ,

      где, Р полн берется с учетом сжимаемости воздуха.

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

                    VИЗ = VПР + бV пр + бV а .

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

                       VИН = VИЗ + бV сж .

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

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

8. Скорости взлета

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

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

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

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

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

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

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

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

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

9. Длины разбега и дистанции взлета

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

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

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

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

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

10. Траектории и градиенты набора высоты

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

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

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

      92. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете со всеми работающими двигателями, приведенный к высоте 120 метров, должен быть не менее 5% в следующих условиях:
      конфигурация ВС взлетная, шасси убрано;
      скорость равна V 2n ;
      двигатели работают на режиме, установленном для взлета.

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

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

11. Характеристики полета по маршруту

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

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

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

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

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

12. Потребный на полет запас топлива

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

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

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

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

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

13. Скорости посадки и ухода на второй круг

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

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

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

      108. Скорость захода на посадку при всех работающих двигателях V ЗП для всех конфигураций ВС, установленных для захода на посадку, должна быть не менее чем:
      1) 1,3V с1 ;
      2) 1,05V min эп ;
      3) V зпд_min + 15 км/ч для ВС с V зпд_min > 200 км/ч и V зп + 10 км/ч для ВС с V зп < 200 км/ч;
      4) 1,17 V адоп .
      Примечание. Допускается устанавливать значение V зп = 1,25 V с1 для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, кроме отказа двигателя относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.

      109. Скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем V зп-1 во всех вариантах конфигурации ВС, установленных для захода на посадку и посадки с одним неработающим двигателем, должна быть не менее чем:
      1) 1,3V cl ;
      2) 1,05V min эп-1
      3) 1,17 V адоп .
      Примечание. Допускается устанавливать значение V зп = 1,25V c1 для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, связанных с отказом двигателя, в сочетании с отказами других систем и относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.

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

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

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

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

14. Посадочные дистанции

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

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

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

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

15. Градиенты и высоты ухода на второй круг

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

      119. При уходе на второй круг должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты не менее 3,2% при скорости не более 1,3 V c1 и не менее скоростей, указанных в пункте 105 настоящих Норм, в следующих условиях:
      масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
      шасси выпущено;
      двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
      конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.

      120. При уходе на второй круг с неработающим двигателем должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты:
      1) 2,1 % - для ВС с двумя двигателями;
      2) 2,4% - для ВС с тремя двигателями;
      3) 2,7% - для ВС с четырьмя и большим количеством двигателей, при скорости не более 1,5 V c1 и не менее указанных в пункте 105 настоящих Норм, в следующих условиях:
      масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
      шасси выпущено;
      двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
      конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.

16. Усилия при управлении

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

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

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

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

17. Продольная устойчивость и управляемость

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

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

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

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

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

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

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

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

18. Боковая устойчивость и управляемость

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

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

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

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

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

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

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

19. Устойчивость и управляемость ВС при отказах двигателей

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

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

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

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

20. Характеристики устойчивости и управляемости ВС
на больших углах атаки

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      152. Характеристики ВС на углах атаки, превышающих а доп , должны демонстрироваться до сваливания, либо до а пред в процессе:
      торможений, выполняемых при работе всех двигателей на режиме малого газа с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете, а также с максимальным возможным темпом (соответствующим горизонтальному полету);
      торможений при работе всех двигателей на режиме, соответствующем установившемуся горизонтальному полету на скорости V = 1,3-1,4 V c1 , с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете и в развороте с углом крена 30 0 ;
      торможений при одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном Руководством по летной эксплуатации для высоты полета с одним отказавшим двигателем, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с углом крена не более 5 0 на работающие двигатели;
      торможений, выполняемых при работе двигателей на номинальном режиме, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с исходной скорости V= 1,3-1,4 V с1 ;
      маневров с нормальной перегрузкой более единицы в конфигурации полета по маршруту в диапазоне скоростей от V= 1,3-1,4 V c1 до V maх Э (пункт 176 настоящих Норм) при режиме двигателей, соответствующем горизонтальному полету, и балансировке ВС по усилиям на исходном режиме прямолинейного полета.
      Примечание 1. Перед началом испытаний ВС с выходом на а пред (подпункт 45 пункта 48) по материалам испытаний моделей в аэродинамической трубе или летающих моделей должна быть показана возможность вывода ВС с углов атаки, превышающих а пред       (подпункт 45 пункта 48,) на 5-15 0 .
      Примечание 2. Торможение ВС с выпущенной механизацией должно демонстрироваться на высотах не более 6000 м.

21. Требования к характеристикам сваливания

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

22. Движение ВС по аэродрому

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

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

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

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

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

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

23. Прочность конструкции ВС

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

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

24. Определение расчетных нагрузок

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

                         Р р = fР э .

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

25. Расчетные массы ВС

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

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

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

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

26. Скорости ВС

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

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

            М max max > М mах э + 0,05.

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

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

27. Эксплуатационные перегрузки для полетных
случаев нагружения

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

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

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

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

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

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

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

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

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

                     n э у max(а) = 2,00; n э у min(а) = 0.

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

                         n у max < n э у max (а) ,

                         n у min > n э у min(а) ,

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

                            n э у max(б) =  n у г.п. + /\ n;

n э у min(б) = n у г.п. - /\ n;
               р о VW
/\ n = 0,5k c a у ------
               gmlS
     1-e -л

  k = 0,8 ----------;
       л
             Р н L
л = 0,5 c a у ------,
           mlS

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

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

      при Н > 20000 метров

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

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

      не должен превышать 1,5 с у max , если характеристика с у = f(а) ВС имеет ярко выраженный максимум (с у mах ), и 1,5 с у или с у2 (что больше), если характеристика с у = f(а) ВС не имеет такого максимума.
      Здесь с у1 - коэффициент нормальной аэродинамической силы ВС при угле атаки a 1 (соответствующем началу нелинейной части характеристики с у = f(а), a с у2 - коэффициент нормальной аэродинамической силы при угле атаки а 2 = 2a 1 .

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

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

28. Случай нагружения крыла ВС

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

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

         Ү кр = n э у gm - Р г.о ур

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

                                   с у q
                             n э = -------,
                                   gm/S

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

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

                                                 Таблица 1

      Рисунок 6.

      См. бумажный вариант

      В случаях В А и С А следует принимать элероны, отклоненными на угол, лимитируемый только эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
      В случаях В mах э и С mах э угол отклонения элеронов следует принимать таким, чтобы угловая скорость установившегося вращения ВС вокруг продольной оси w х , определенная с учетом сжимаемости воздуха и упругости конструкции крыла, была не меньше угловой скорости w х , достигаемой в случаях В А и С А соответственно. В случаях В и С угловая скорость w х , определенная как указано выше, должна быть не меньше 0,3 значения w х , также достигаемого в случаях В А и С А соответственно.
      Однако и в случаях В mах э , С mах э , В и С отклонение элеронов не должно быть больше значения, лимитируемого эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
      Момент вращения вокруг продольной оси, вызванный отклонением элеронов в случаях В А , В mах э и В, уравновешивается следующим образом:
      1) должно быть рассмотрено установившееся вращение вокруг
продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом
демпфирующих сил от вращения с угловой скоростью w х и моментом
аэродинамических сил, вызванных деформациями конструкции;
      2) должно быть рассмотрено неустановившееся вращение ВС вокруг
продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом
инерционных сил, обусловленных угловым ускорением ВС относительно
продольной оси, демпфирующих сил, вызванных угловой скоростью (если
отклонение элеронов не является мгновенным), и аэродинамических сил,
возникающих от деформаций конструкции. Для определения величины
углового ускорения dw х должно быть рассмотрено отклонение рычага
                   ----
                    dt
поперечного уравнения (ручки, штурвала) из первоначального
положения с максимально возможной скоростью. Однако  dw х
                                                      ----
                                                       dt
не берется больше 3,0 рад/сек 2 .
      Примечание 1. Под отклонением с максимальной возможной скоростью понимается мгновенное отклонение рычага управления, если нет устройства, ограничивающего эту скорость.
      Примечание 2. Моментом демпфирования хвостового оперения, вызванным вращением ВС, следует пренебречь.
      В случаях С А , С mах э и С следует принять, что эффект отклонения элеронов не изменяет распределение нагрузки по размаху крыла, а сказывается только на изменении значения с m0 профиля на величину /\ с m0 на участке крыла, занятом элеронами.

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

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

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

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

               P э mp = + 0,55q maх maх S,

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

                           P э = c R qS,

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

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

29. Случай нагружения хвостового оперения

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

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

      См. бумажный вариант

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

             n y1 = 1,0;   n y11 = n э у max (а) ;
      n y111 = 1- /\ n у ман при n э у max (а) < 3,0 или
      n y111 = n э у min (а) при n э у max (а) > 3,0

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

      Маневр с исходной перегрузкой n у1 .
      Следует принять, что пилот, выполняя маневр для достижения перегрузки n y11 или n y111 , отклоняет ручку (штурвал) на себя (от себя), а затем, по истечении некоторого времени, возвращает ее в исходное положение. Момент возврата определяется исходя из того, что во время маневра для перегрузок пу должно соблюдаться условие:

                         n y111 < n y < n y11 .

      Величина отклонения ручки (штурвала)выбирается так, чтобы получить наиболее тяжелое нагружение для всего горизонтального оперения и его частей (стабилизатора, руля). Однако, данная величина не должна превышать 125% того значения, которое необходимо для выхода с учетом заброса на перегрузку n y11 или соответственно на перегрузку n y111 без возвращения ручки (штурвала) в исходное положение.
      Маневр с исходными перегрузками n y11 и n y111 .
      Принимается, что пилот выполняет маневр путем отклонения ручки (штурвала) без возвращения ее в исходное положение на величину, необходимую для выхода на установившуюся единичную перегрузку.
      Дополнительный маневр на скорости V A .
      Исходным режимом является установившийся горизонтальный полет. Принимается, что пилот отклоняет на себя ручку (штурвал) для достижения максимального положительного угла атаки. При этом нагружение ВС разрешается не рассматривать при перегрузках, превышающих n э у max (а) .
      При всех указанных маневрах отклонение руля (стабилизатора) и ручки (штурвала) ограничивается (помимо эффективного конструктивного ограничения) следующим дополнительным условием:
      усилие пилота не должно превышать нормированного максимального эксплуатационного усилия на ручке (штурвале) с учетом наиболее неблагоприятного влияния вспомогательных устройств.
      Для шарнирных моментов руля (стабилизатора) должны быть приняты надежные значения. Отклонение руля (стабилизатора) ограничивается по мощности бустера. Отклонение ручки (штурвала) принимается с максимальной возможной скоростью (Примечание 1. пункта 189).
      Маневренная нагрузка при полете с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. На максимальной скорости, при которой возможна данная конфигурация, следует рассмотреть маневры с исходными перегрузками n y1 = 1, n y11 = 2 и n y111 = 0, аналогичные заданным.
      Случай полета ВС в неспокойном воздухе.
      Симметричное нагружение.
      Нагрузку следует определять по формуле:

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

      Ү н.в = 0,392с а у г.о VWS г.о , Н, (Ү н.в = 0,04с а у г.о VWS г.о , кгс).

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

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

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

      См. бумажный вариант

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

      См. бумажный вариант

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 7

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

           W ист = 0,8 W V ----- p o
                                  ----,
                               p н

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

      Cм. бумажный вариант

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения, но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок n у1 ; n у11 и n у111 :
      при убранной взлетно-посадочной механизации:

      Cм. бумажный вариант

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

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 8.

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

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

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

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

30. Случай нагружения шасси

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

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

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

V э у = V у + 0,025V х , м/с.

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 9

      См. бумажный вариант

      Рис.10

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

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

      Cм. бумажный вариант

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

      Cм. бумажный вариант

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

А maх = 1,5А Э

      при редуцированной массе, соответствующей расчетной посадочной массе ВС;
             m взл
      А maх = ------А э
             m пос

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

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

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

А э = 0,15 m пос

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

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

                         P э у = n э Е взл P сm взл.

      где, P сm взл - стояночная нагрузка на стойку при m взл ;
      n э Е взл - эксплуатационная перегрузка при разбеге, принимаемая:

      n э Е взл = 2,00 для одиночного или спаренных колес,

      n э Е взл = 1,70 для тележек или тандемно расположенных колес;

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 11.

      Величину коэффициента k следует определять по формуле:

      Cм. бумажный вариант

                                       Таблица 2.

n

X см 2 /Н

Е = 60 Н/см 2 (6 кгс/см 2 ) 

Е > 80Н/см 2 (8 кгс/см 2 )

0

0

0

1,0

0,023

0,021

3,0

0,023

0,021

5,0

0,033

0,032

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


Для шасси с
хвостовым колесом

Для шасси с
носовым колесом

Угол а , град

5 0 + 0,025D
(D - диаметр
колеса в мм)

20 0 -0,025D
(D - диаметр
колеса в мм)

Нагрузка на одну стойку Р э

          0,5n Э G gm noc

Эксплуатационная
перегрузка n Э G

1,25

1,5

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

      Cм. бумажный вариант

      В случае R 2ш.пос ВС с расчетной посадочной массой рассматривается находящимся в положении на трех точках, при этом считается, что хвостовое колесо (костыль), носовое колесо и колеса одной из основных стоек не касаются земли, но находятся в непосредственной близости от нее, колеса второй из основных стоек заторможены и находятся под действием реакции земли, приложенной в точках касания колес с землей. Эксплуатационная величина вертикального компонента реакции земли на основную стойку должна быть принята равной n ү R2 gm tin ; эксплуатационная величина бокового компонента на основную стойку, направленного к оси ВС - равной n ү R2 gm tin . Эксплуатационная величина силы трения колес основной стойки,
направленная параллельно земле (против движения) - равной
  M mах
------ ,
  R

      где, R - радиус обжатого колеса,
      М mах - суммарный, максимальный возможный тормозной момент колес основной стойки по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2M ү O   - удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега.
      Эксплуатационная перегрузка для ВС с хвостовым колесом принимается равной n ү R2 = 0,60,
      для ВС с носовым колесом n ү R2 = 0,70, если Sкр < 80 м 2 и n ү R2 = 0,60, если S кр > 100 м 2 ; для промежуточных значений площади крыла перегрузка n ү R2 определяется линейной интерполяцией.
      Примечание 1. Следует также рассматривать случай R 2ш.пос при отсутствии силы трения.
      Примечание 2. Приведенные выше нагрузки могут быть уточнены, если в Руководстве по летной эксплуатации будут указаны ограничения по скорости и радиусу разворота на рулении после посадки.
      В случае R 2ш.взл рассматривается разворот ВС с расчетной взлетной массой. Нагрузки на каждую из основных стоек шасси определяются из расчета статического равновесия ВС при следующих условиях:
      ВС находится в положении на трех точках, величина обжатия амортизации каждой стоики соответствует действующей на нее нагрузке;
      вертикальная перегрузка в центре тяжести ВС п у = 1,00;
      подъемная сила ВС Y = 0;
                                                     V 2
      боковая перегрузка в центре тяжести ВС n z = -------,
                                                   9.81 R
      здесь V= 1,2 V R , a V R и R - скорость (м/с) и соответствующий радиус (м), с которыми в эксплуатации будет разрешено производить разворот при рулении со взлетной массой; указанные величины должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации; расчет производится для такой комбинации V R и R, при которой n z имеет наибольшее значение;
      отношение боковой нагрузки к вертикальной (в земных осях координат) для каждой стойки равно n z .
      угловые ускорения w х = 0 и w z = 0.
      Однако, нагрузки, приходящиеся в случае R 2ш.взл на наиболее нагруженную основную стойку, должны приниматься не менее:
                         a      h
      P ү у = 0,5 gm ace (---- + ----)
                         b      b o

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

      Cм. бумажный вариант

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

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 12.

      ВС считается находящимся в положении на трех точках. Принимается, что кроме силы Р у , нормальной к земле, на хвостовое колесо действует приложенная к оси колеса и направленная назад сила Р х = -0,5Р у .
      Сила Ру должна определяться так же, как в случае Е ш .
      Для хвостового колеса (костыля), амортизация которого не работает на передний удар, дополнительно следует рассмотреть нагружение с P ү х = -2,5Р no.oa при сливе P ү у , соответствующей n ү A .
      Примечание. Для костыля сила Рх приложена в точке касания его с землей.
      Случай R 1ш . Посадка с боковым ударом.
      ВС считается находящимся в положении на трех точках. Должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузок случая Е ш +G ш , уменьшенных на 25%, и боковой нагрузки P z = + 0,15Р у . Кроме того, хвостовое колесо (костыль) должно быть проверено на действие одной боковой нагрузки Р z = + 0,2Р у , приложенной в точке касания колеса (костыля) с землей; принимается стояночное обжатие амортизации.
      Для ориентирующегося хвостового колеса (костыля) необходимо принимать, что 20% момента боковой силы Pz относительно оси ориентировки воспринимается на оси ориентировки и 80% этого момента воспринимается парой сил на оси колеса или парой сил в точке касания костыля с землей.

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

      Cм. бумажный вариант

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

      Cм. бумажный вариант

      Примечание. Для прочности грунта б < 60 Н/см 2 (менее 6 кгс/см 2 ) нагрузки на шасси должны быть определены на основании специальных расчетов разбега по наиболее неровной поверхности взлетно-посадочной полосы, которая может иметь место при эксплуатации ВС. На основании таких же расчетов могут быть уточнены величины нагрузок на шасси при прочности грунта б > 60 Н/см 2 (не менее 6 кгс/см 2 ). Методика расчетов должна быть установлена изготовителем.
      Случай Eш+Gш. Передний удар в колесо.
      Величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должны приниматься такими же, как и в случае Е ш.пос. Нагрузку следует приложить к оси колес и наклонить назад против полета под углом 45 0 к горизонту в случае поглощения А э и под углом 55 0 в случае поглощения А mах .
      Случай Е ш + G ш. Посадка с не раскрученными колесами.
      К оси носового колеса должна быть приложена сила в направлении вверх и вперед по полету под углом 45 0 к горизонту. Величина силы должна быть принята равной 0,7 силы случая Е ш.пос при поглощении А э .
      Случай R 1ш. Посадка с боковым ударом в носовую стойку.
      Величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы следует принять такими же, как в случае Е ш.пос. Нагрузка должна быть приложена в точке касания колеса с землей и наклонена вверх и вбок так, что боковой компонент равен + 0,33 ее значения в случае поглощения А э и + 0,25 в случае поглощения А mах . Для ориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению M у , воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения My, то должны быть приняты величины момента и силы.
      Случай R 2ш . Разворот при рулении (для ВС с управляемым носовым колесом).
      На носовую стойку с включенным управлением действуют следующие нагрузки:
      нормальная земле сила, приложенная к оси колеса:
                                   T y h
                      Р ү у = Р no.1 + ------,
                                    b

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

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

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 13.

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 14.

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

М Ү = 0,2 lP no.асe ,

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

                  Р ү у = P no.асe ,

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

      209. Случаи нагружения элементов шасси. Стойки с двухосными тележками. Прочность основной стойки с тележкой, поворачивающейся относительно оси, параллельной оси Z, должна быть рассмотрена во всех случаях нагружения основной стойки за исключением случая М ш вместо которого вводится случай Мшт. Величины, направления и точки приложения нагрузок должны быть приняты, как указано в соответствующих случаях нагружения. Распределение нагрузок между передней и задней осями тележки должно производиться следующим образом:
      в случаях Е ш.пос , Еш+ Gш и Еш обратно пропорционально расстоянию до оси поворота тележки;
      в случае G ш вся горизонтальная составляющая нормируемой нагрузки Рх должна быть приложена либо к оси передних, либо к оси задних колес; вертикальная составляющая нормируемой нагрузки Ру должна распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки;
      в случаях Еш.взл, Е ш + G ш нагрузку Рх следует распределять поровну между передней и задней осями колес, а Ру - из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки;
      в случаях R 1ш и R 2ш вертикальные Ру и горизонтальные Рх составляющие нагрузок распределяются из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки, а боковая составляющая нагрузки распределяется между передней и задней осями колес в двух вариантах:
      1) к колесам каждой оси прикладывается боковая нагрузка
пропорционально вертикальной;
      2) к колесам одной (любой) оси прикладывается 50% всей нагрузки, а к колесам другой оси нагрузка не прикладывается; при этом вся боковая Pz составляющая нагрузки на одну стойку равна 0,5 от указанной в соответствующем случае (R 1ш и R 2ш );
      в случае Тш вертикальные Ру и горизонтальные Рт составляющие нагрузок должны распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки.
      Случай М шт .
      Величина крутящего момента М Ү У должна быть принят равной:
                                   с
               М Ү У = + 0,75 P no.асe ---,
                                   2

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

      См. бумажный вариант

      Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный момент, уравновешиваемый бустером (демпфером), должен приниматься не более М у_maх = 1,15Мкл + Mтр, где Мкл - максимальный момент, создаваемый бустером (демпфером) при работающем клапане, Мтр - момент трения в системе разворота колеса (колес).
      Примечание. Если предусмотрено управление носовой стойкой для предотвращения разворота ВС при прерванном взлете с остановившимися с одной стороны от плоскости симметрии ВС двигателями, для определения прочности конструкции носовой стойки, механизма управления и демпфера шимми должны быть рассмотрены дополнительные расчетные условия нагружения, устанавливаемые изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
      Амортизаторы шасси, пневматические и гидравлические силовые цилиндры.
      Амортизаторы шасси, пневматические и гидравлические силовые цилиндры, применяемые для торможения и для уборки и выпуска шасси, должны быть рассчитаны на прочность в соответствии с требованиями пункта 203, предъявляемыми к шасси, частью которого они являются.
      Кроме того, прочность амортизаторов шасси, пневматических и гидравлических цилиндров должна проверяться на случай максимального внутреннего давления в цилиндрах. Для амортизаторов шасси за максимальное давление в цилиндре р maх следует принимать давление, развивающееся соответственно в газовой и гидравлической камерах при поглощении амортизацией шасси работы А maх . Для пневматических и гидравлических силовых цилиндров за р maх следует принимать максимальное возможное давление в цилиндре; при наличии в цилиндре предохранительного клапана р maх = 1,15р кл.раб , где р кл.раб - рабочее давление в цилиндре при наличии клапана.
      Для проверки герметичности силовых цилиндров и амортизаторов шасси они должны подвергаться контрольному опрессовочному давлению. При этом величина опрессовочного давления должна быть не меньше р maх .
      Коэффициент безопасности по отношению к опрессовочному давлению должен быть не менее f= 1,50.
      Колеса, шины и тормоза
      Основные характеристики колес, шин и тормозов должны быть подтверждены соответствующими испытаниями как на однократное действие нагрузок, приведенных в настоящем пункте, так и на выносливость в соответствии с главой 48. Этими характеристиками при выбранном начальном давлении р 0 являются:
      максимальная допустимая скорость при разбеге V взл.к ;
      максимальная допустимая скорость при пробеге V пос.K ;
      максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при разбеге Р ст.взл.к;
      максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при пробеге Р ст.пос.к;
      максимальная допустимая нагрузка на колесо Р м.д - нагрузка, при которой тангенс угла наклона к оси абсцисс касательной к кривой Р = f(б) равен учетверенному отношению стояночной нагрузки к стояночной усадке с учетом соответствующих масштабов. Максимальную допустимую нагрузку на колесо разрешается определять по кривой, полученной при статическом приложении нагрузки;
      разрушающая радиальная нагрузка колеса Р разр.рад ;
      предельная нагрузка на колесо Р пред , определяемая как нагрузка, равная 0,75Р разр.рад ;
      полное обжатие б п . о - усадка шины при статическом приложении нагрузки, равной Р пред ;
      эксплуатационный и максимальный тормозные моменты на режиме послепосадочного пробега M Ү Т , М mах и максимальный тормозной момент при старте М mах . ст ;
      максимальная величина энергии А е mах которую может поглощать тормоз колеса при торможении.
      Прочность колеса должна быть проверена на нагрузки, задаваемые в расчетных случаях требований к прочности шасси с соответствующими коэффициентами безопасности.
      Кроме того, должны удовлетворяться следующие дополнительные требования:
      1) для всех ВС выбор размера колес основных стоек и хвостового колеса следует производить так, чтобы стояночная нагрузка на колесо при расчетной взлетной массе ВС не превышала Р ст взл.к и стояночная нагрузка при расчетной посадочной массе ВС не превышала Р ст пос.к .
      Выбор размера носового колеса должен производиться так, чтобы сумма стояночной нагрузки, приходящейся на носовое колесо при расчетной посадочной массе ВС и крайней передней центровке, и нагрузки, вызванной торможением с ускорением 3 м/с 2 , была не более нагрузки, соответствующей половине полного обжатия колеса. Стояночная нагрузка, приходящаяся на носовое колесо при расчетной взлетной массе и крайней передней центровке, должна быть не больше Р ст.взл.к ;
      2) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении эксплуатационной работы, должна быть не выше максимальной допустимой нагрузки на колесо Р м.д ;
      3) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении максимальной работы, должна быть не выше предельной нагрузки Р пред ;
      4) для колес основных стоек шасси скорость V взл.к должна быть не меньше максимальной взлетной скорости ВС, определенной для расчетной взлетной массы ВС с учетом механизации крыла, а для колес носовой стойки шасси и хвостового колеса V взл.к должна быть не меньше максимальной скорости отрыва колеса от земли при расчетной взлетной массе и наиболее неблагоприятной центровке;
      5) для всех колес скорость V поc.к должна быть не меньше посадочной скорости ВС, определяемой при расчетной посадочной массе;
      6) прочность шины и колеса должна быть проверена на внутреннее
избыточное давление в шине, равное f р 0 , где р 0 - начальное избыточное давление в шине; f - коэффициент безопасности, принимаемый равным 3,00;
      7) колеса и тормоза должны быть проверены на максимальный
тормозной момент, определяемый из рассмотрения следующих двух случаев:
      торможение при движении, максимальный тормозной момент равен M max - суммарному максимально возможному тормозному моменту колес по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2М У Т удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега; коэффициент безопасности f= 3,00;
      стартовое торможение, максимальный тормозной момент равен М mах.ст - максимальному тормозному моменту на старте, но не более 0,8 P cт.взл R , где R - радиус обжатого колеса, P cт.взл - нагрузка на колесо при взлетной массе на стоянке; коэффициент безопасности f= 2,0;
      8) энергия, которая должна быть поглощена шинами и тормозами всех тормозных колес ВС при посадке, определяется из условия обеспечения необходимой длины пробега. Доля этой энергии, приходящаяся на каждое тормозное колесо, определяется расчетом в зависимости от параметров ВС и тормозной системы и не должна превышать соответствующего значения А е max .
      Если ВС должен совершать последовательные взлеты-посадки, то условия торможения ВС (интервалы времени между посадками, скорость движения ВС в момент включения тормозов, длина пробега при последовательных взлетах-посадках, система охлаждения тормозов и др.) должны быть в дальнейшем отражены в Руководстве по летной эксплуатации. Способность колеса многократно поглощать энергию при последовательных посадках с учетом указанных выше условий торможения должна быть подтверждена соответствующими испытаниями.
      Примечание. При определении необходимых параметров колес, шин и тормозов изготовитель ВС должен исходить из возможного изменения массы ВС в процессе его проектирования и доводки до серийного образца.
      Лыжи.
      Прочность лыжи как элемента лыжного шасси и ее креплений должна проверяться во всех случаях.
      Случай Е л1 . Сосредоточенное нагружение.
      Лыжа рассматривается свободно лежащей на двух опорах, расположенных по концам рабочей длины полоза. Нагрузка принимается нормальной полозу лыжи и приложенной к оси втулки, а ее величина равной 0,5 вертикальной нагрузки случая Е л .
      Кроме того, местная прочность лыжи, закрепленной на оси втулки, должна быть проверена на 0,5 вертикальной нагрузки случая Е л , равномерно распределенной по внешнему ребру лыжи на участке, равном 1/3 рабочей длины лыжи и симметрично расположенном относительно оси втулки.
      В зависимости от кинематических особенностей шасси местная прочность лыжи должна проверяться также при приложении вертикальной нагрузки по внутреннему ребру, как указано выше.
      Коэффициент безопасности должен приниматься, как указано в случаях Еш колесного шасси.
      Амортизаторы лыж.
      Если в полете лыжа не фиксируется замком в своем нормальном летном положении, амортизаторы должны обеспечивать устойчивость лыжи при всех режимах полета, определяемых случаями нагружения, т.е. их восстанавливающий момент при всех режимах должен быть больше действующего на лыжу возмущающего момента (аэродинамических и инерционных сил с учетом эксплуатационной перегрузки). При этом под действием возмущающего момента амортизаторы могут допускать отклонение лыжи в полете от ее нормального летного положения, но не больше, чем + 4 0 .
      Восстанавливающий момент рекомендуется брать больше возмущающего момента на величину, равную 40% аэродинамического момента лыжи. Аэродинамический момент, действующий на лыжу, должен определяться в соответствии со скоростным напором и углом атаки лыжи в рассматриваемых полетных случаях. Угол атаки лыжи берется как алгебраическая сумма угла атаки крыла, угла установки лыжи по отношению к крылу и угла ее отклонения от установочного положения.
      За эксплуатационную нагрузку принимается усилие, возникающее в амортизаторе при отклонении лыжи на угол, определяемый длиной предохранительного троса.
      Примечание. Подбор амортизатора (пружины) для убирающейся лыжи может производиться в соответствии с требованиями, но при этом в Руководстве по летной эксплуатации должны быть записаны ограничения в виде допустимой максимальной скорости полета с неубранной лыжей и запрещения резкого маневрирования с неубранной лыжей.
      Предохранительный трос.
      Предохранительный трос должен выдерживать с четырехкратным запасом прочности усилия, приходящиеся на него от общего момента, составленного из аэродинамического момента и момента инерционных сил лыжи при эксплуатационной перегрузке рассматриваемого случая.
      Примечание. Лыжа и части ВС, к которым крепится амортизатор и предохранительный трос, должны быть проверены на усилия от них.
      Механизм уборки и выпуска шасси.
      При проверке прочности механизма уборки и выпуска шасси помимо инерционных сил должны быть учтены аэродинамические силы и моменты, действующие на шасси и находящиеся на нем створки, в соответствии с рассматриваемым режимом полета (скорость полета V max. у.ш) и положением шасси, определяемым кинематикой механизма уборки.
      Прочность механизма уборки и выпуска и замков шасси должна быть проверена при выпущенном и убранном положении шасси в соответствии с величинами максимальных и минимальных эксплуатационных перегрузок, заданных, а также в соответствии с приходящимися на шасси и его створки аэродинамическими нагрузками, определяемыми.
      Также проводится проверка прочности механизма уборки и выпуска и замков шасси при полностью убранной лыже. При выпущенной лыже прочность этих элементов должна проверяться в соответствии с условиями, на которые подобран амортизатор лыжи.
      Во всех указанных выше случаях для замков шасси (лыж) коэффициент безопасности f = 2. Замки шасси должны также проверяться на случай динамического нагружения при полете в неспокойном воздухе.
      Если весь механизм уборки и выпуска шасси или его отдельные части входят в силовую схему конструкции шасси, он должен проверяться на все случаи нагружения шасси.
      Механизм уборки и выпуска шасси должен быть проверен на прочность от сил, возникающих в момент резкого торможения для остановки вращающихся колес после отрыва.
      Коэффициент безопасности f= 2,00.
      Гондолы (обтекатели) и створки шасси.
      Прочность гондол (обтекателей) и створок шасси и механизма их уборки должна быть проверена при полностью убранном шасси в расчетных случаях А', В, С, D', при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением на всех скоростях полета ВС с убранным шасси вплоть до V max max . Кроме того, прочность створок и механизма их уборки должна быть проверена при полностью выпущенном шасси в расчетных случаях А ' 3 и В 3 , при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением при скорости полета V max.ш . Если на ВС имеются створки, которые находятся в открытом положении только в процессе выпуска и уборки шасси, прочность таких створок в открытом положении проверяется при скорости полета V max в . у . ш .
      Эксплуатационные аэродинамические нагрузки, действующие на гондолы (обтекатели) и створки шасси, должны определяться для каждого положения створки по результатам испытаний в аэродинамических трубах при числе М соответствующего расчетного режима полета.

31. Случай нагружения установки под двигатель

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

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

                         P Y = - n Y max(a) gm A

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

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

                         P Y = - n Y max(a) gm A

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

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

                         P Y = - n Y max(a) gm A

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

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

                         P Y = - n Y max(a) gm A

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

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

      216. Случай Н д .
      На двигатель действуют:

      См. бумажный вариант

      Примечание: Случай Н д , кроме того, должен рассматриваться при Р у у = 0.

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

                          P Y y = -gm A

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

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

                        P Y y = -gm A

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

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

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Коэффициент безопасности следует брать в соответствии с рассматриваемыми случаями нагружения.

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

      Cм. бумажный вариант

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

32. Случаи нагружения гондол, капотов и
воздухозаборников двигателей

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

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

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

Р y alood = kp adl l ,

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 15.

      См. бумажный вариант

      Рис. 15.

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

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

33. Случай нагружения фюзеляжа

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

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 17.

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 18.

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

34. Случай нагружения управления

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

35. Случай нагружения воздушного винта

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

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

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

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

36. Особые случаи нагружения элементов конструкции ВС

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

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

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

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

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

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

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

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

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

37. Особый случай нагружения, поднятие ВС

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

38. Особый случай нагружения, нагрузки от ветра на стоянке

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

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

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

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

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

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

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

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

39. Особый случай нагружения, буксировка ВС по аэродрому

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

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

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

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

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

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

40. Случаи динамического нагружения ВС в неспокойном воздухе

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

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

      См. бумажный вариант

      Рис. 19.

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

      не должна превосходить полуторакратное предельное значение.

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

      См. бумажный вариант

41. Случаи динамического нагружения ВС при посадке

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

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

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

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

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

                         V кр.див > 1,2 V max max.

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

      См. бумажный вариант

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

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

43. Флаттер воздушного винта

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

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

      См. бумажный вариант

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

44. Требования к температурной прочности

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

45. Требования к статическим испытаниям

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

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

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

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

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

46. Условия проведения испытаний

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

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

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

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

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

47. Требования к летным испытаниям

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      301. Основные определения:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

49. Установление назначенного ресурса

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

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

                        П = П 1 П 2 П 3 П 4
 

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

                                                  Таблица 3.

Число
образцов

1

2

3

4

5

6

П 4

5,0

4,0

3,5

3,2

3,1

3

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

                                                  Таблица 4.

Число
образцов

2

3

4

5

6

N max / N min

1,4

1,7

1,9

2,1

2,3

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

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

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

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

50. Дополнительные указания по обеспечению ресурса воздушного винта

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

      Cм. бумажный вариант

      Рис. 20.

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

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

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

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

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

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

51. Конструкция и системы ВС

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

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

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

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

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

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

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

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

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

52. Системы управления ВС

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

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

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

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

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

53. Надежность систем управления

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

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

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

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

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

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

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

54. Бустерное управление

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

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

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

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

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

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

56. Система балансировки

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

57. Электродистанционная система управления

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

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

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

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

58. Системы управления закрылками, предкрылками и
аэродинамическими средствами торможения

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

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

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

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

59. Элементы системы управления

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

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

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

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

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

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

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

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

60. Шасси ВС

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

      372. Цвет и яркость световых сигналов должны соответствовать требованиям.

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

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

61. Системы торможения колес

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

62. Гидравлические и пневматические системы

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

64. Герметические кабины, системы кондиционирования и
регулирования давления воздуха

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

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

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

      Рис.21.
      см. бумажный вариант

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

      411. Система кондиционирования должна иметь запорные устройства включения и отключения ее от источников сжатого воздуха. Время аварийного отключения системы кондиционирования от источников сжатого воздуха не должно превышать 10 секунд.

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

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

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

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

      416. При прекращении подачи воздуха от половины источников сжатого воздуха (наддува) в случае отказа последних или при выходе из строя половины подсистем системы кондиционирования, количество подаваемого воздуха на каждого пассажира должно быть не менее 12 кг/ч, а на каждого члена экипажа не менее 24 кг/ч.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

65. Кислородные системы

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

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

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

66. Количество кислорода на ВС

      434. Количество кислорода для экипажа.

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

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

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

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

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

67. Источники снабжения кислородом

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

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

68. Кислородное оборудование для экипажа

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

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

69. Кислородное оборудование для пассажиров и бортпроводников

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

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

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

70. Безопасность использования и размещения кислородного
оборудования на воздушном судне

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

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

71. Эксплуатация кислородного оборудования

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

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

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

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

72. Противообледенительная защита

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

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

                                                   Таблица 5.

Температура наружного воздуха, о С

0

-10

-20

-30

Водность, г/м 3

0,8

0,6

0,3

0,2

Высота, м

5000

6000

8000

9500

Расчетный среднеарифметический
диаметр капель, мкм

20

Горизонтальная протяженность зоны
обледенения, км

200

Вертикальная протяженность, м

2000

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

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

                                                   Таблица 6.

Температура наружного
воздуха, о С

0

-10

-20

-30

-40

Водность, г/м 3

2,5

2,2

1,7

1,0

0,2

Высота, м

500-
5000

500-
6000

2000-
8000

3000-
9500

5000-
11000

Расчетный
среднеарифметический
диаметр капель, мкм

20

Горизонтальная
протяженность зоны
обледенения, км

5-10

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

73. Система сбора полетной информации

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

74. Бортовое средство сбора параметрической информации

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

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

75. Бортовое средство сбора звуковой информации

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

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

76. Аварийно-спасательное оборудование

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

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

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

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

77. Кресла и средства фиксации

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

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

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

78. Аварийные выходы для экипажа

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

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

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

79. Аварийные выходы для пассажиров. Типы и расположение

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

80. Количество аварийных выходов

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

                                                         Таблица7.

Количество
пассажирских
мест

Количество аварийных выходов на каждом борту
фюзеляжа

Тип I

Тип II

Тип III

Тип IV

1-10

-

-

-

1

11-19

-

-

1

      -

20-39

-

1

1

-

40-79

1

-

1

-

80-109

1

-

2

-

110-139

2

-

1

-

140-179

2

-

2

-

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

                                                         Таблица8.

Тип аварийного
выхода (на каждом
борту фюзеляжа)

Тип А

Тип I

Тип II

Тип III

Количество
пассажирских мест

100

45

40

35

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

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

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

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

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

81. Аварийные выходы при посадке на воду

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

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

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

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

82. Устройство аварийных выходов

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

83. Маркировка

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

84. Аварийное освещение

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

85. Проходы к аварийным выходам

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

                                                    Таблица 9.

Количество пассажирских
мест в кабине

Минимальная ширина прохода в мм

на высоте от пола
менее 635 мм

на высоте от пола
635 мм и более

не более 10

305

380

11-19

305

510

20 и более

380

510

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

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

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

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

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

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

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

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

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

86. Дополнительное аварийно-спасательное оборудование

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

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

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

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

                                                       Таблица10.

Количество пассажирских мест в
кабине

Требуемое количество мегафонов в
кабине

20-99

1

100-199

2

200-299

3

300 и более

4

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

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

                                                      Таблица 11.

Количество пассажирских мест на ВС

Требуемое количество аптечек

1-50

1

51-150

2

151-250

3

251 и более

4

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

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

      563. В кабине экипажа должен быть один аварийный топор.

87. Аварийно-спасательное оборудование при полетах
над водными пространствами

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

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

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

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

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

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

88. Демонстрация аварийной эвакуации

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

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

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

89. Инструкция по безопасности для пассажиров

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

90. Эксплуатационная технологичность ВС.
Документация эксплуатационная

      574. Требования распространяются на все системы ВС.

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

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

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

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

91. Материалы и технология

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

93. Маршевый газотурбинный двигатель

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

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

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

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

      596. Применение на двигателе готовых изделий должно согласовываться с разработчиками этих изделий с учетом условий их работы на двигателе.

      597. Двигатель должен предъявляться на сертификацию:
      1) с полностью укомплектованными агрегатами, системами, коммуникациями и датчиками;
      2) с комплектом технической документации, необходимой для эксплуатации и технического обслуживания двигателя;
      3) с комплектами бортового инструмента, приспособлений, контрольно-измерительной и диагностической аппаратуры, обеспечивающими выполнение технического обслуживания, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания двигателя;
      4) с комплектами запасных агрегатов, деталей и расходных материалов, необходимых для выполнения технического обслуживания в соответствии с Регламентом технического обслуживания.

      598. Агрегаты и системы двигателя, потребляющие электроэнергию, должны соответствовать требованиям главы 165 настоящих Норм.

      599. Определения:

      опытный двигатель - двигатель, не проходивший государственные испытания;

      Примечание: государственные испытания двигателя - испытания эпытного двигателя, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия двигателя требованиям нормативно-технической документации и Норм летной годности, определяющим сертификацию двигателя "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности;

      серийный двигатель - двигатель, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции и применяемым материалам двигателю, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности;

      модифицированный двигатель - двигатель, являющийся развитием серийного двигателя, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность;

      ремонтный двигатель - серийный двигатель, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса;

      максимальный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый максимальной тягой (мощностью) на земле или в полете в течение ограниченного времени;

      взлетный режим - максимальный режим работы двигателя на земле (H = 0, М = 0) при взлете ВС;

      максимальный продолжительный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый пониженными по сравнению с максимальным режимом значениями частоты вращения ротора (роторов) и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать с ограниченной по времени общей наработкой;
      Примечание 1. Условия применения максимального, взлетного и максимального продолжительного режимов, а также, допустимая суммарная наработка на этих режимах за ресурс указываются в Руководстве по технической эксплуатации.
      Примечание 2. Регламентация этих режимов (ограничения по условиям и длительности их применения) не лишает пилота права выходить за пределы этих ограничений в опасной ситуации.

      режим реверсирования тяги - установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве;

      режим земного малого газа - установившийся режим, работы двигателя на земле при минимальной частоте вращения ротора и тяге (мощности), при которых обеспечивается его устойчивая работа и требуемая приемистость;

      режим полетного малого газа - установившийся режим работы двигателя при минимальной допустимой частоте вращения ротора, обеспечивающей требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку;

      режим проверки приемистости - режим работы двигателя на стенде с тягой (мощностью) не более 15 % от ее значения на взлетном режиме, от которого проверяется время регламентированной приемистости, не превышающее 5 секунд, до достижения 95 % взлетной тяги (мощности);
      Примечание. Время регламентированной приемистости может определяться от режима полетного малого газа, если этот режим установлен для двигателя;

      мощность воздушного винта (N в ) - мощность, затрачиваемая на вращение воздушного винта;

      эквивалентная мощность (N экв ) - сумма мощности воздушного винта и мощности реактивной струи турбовинтового двигателя;

      нормальный запуск - переменный процесс раскрутки ротора (роторов) двигателя от неподвижного состояния (или режима авторотации) до достижения режима малого газа с сохранением времени запуска и других параметров в пределах, установленных технической документацией;

      ложный запуск - раскрутка ротора двигателя пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания;

      холодный запуск - нормальный запуск, осуществляемый не ранее чем через два часа после выключения двигателя, или через другой, установленный технической документацией, промежуток времени;

      горячий запуск - нормальный запуск, осуществляемый не позже чем через 15 минут после выключения работающего двигателя;

      максимальный допустимый крутящий момент (применительно только к двигателям со свободной турбиной) - максимальный крутящий момент, приложение которого в течение периода времени до 20 секунд не приводит к опасным последствиям для двигателя;

      максимальная частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации частота вращения ротора на максимальном (взлетном) режиме;

      температура газа (в одном из сечений газовоздушного тракта двигателя) - среднемассовая температура заторможенного потока газа (в этом сечении);

      отказы двигателя с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
      1) разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпусов (нелокализованные разрушения);
      2) нелокализованные пожары;
      3) отказы, вызывающие повышение содержания в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций;
      4) отказы, приводящие к возникновению недопустимой тяги в направлении, противоположном движению ВС;
      5) отказы, исключающие возможность выключения двигателя.

      600. Ожидаемые условия эксплуатации двигателя включают указанные ниже параметры (режимы) полета, параметры состояния и воздействия на двигатель внешней среды и эксплуатационные факторы, в том числе их изменение (там, где это возможно) по времени за полетный цикл. Полетный цикл должен включать в себя ожидаемые установившиеся режимы работы и переменные процессы двигателя, начиная от его запуска на земле до выключения после посадки ВС, а также все режимы при проведении работ по техническому обслуживанию, отнесенные к одному полетному циклу.
      Параметры (режимы) полета:
      1) высота полета;
      2) скорость (число М) полета;
      3) углы наклона двигателя в пространстве;
      4) перегрузки.
      Параметры состояния и воздействия на двигатель окружающей среды:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) направление и скорость ветра;
      3) электрические воздействия;
      4) размеры, масса, скорость птиц, кусков льда, града, воды (дождя), попадающих на вход двигателя.
      Эксплуатационные факторы:
      1) ресурсы двигателя (в часах и полетных циклах), срок службы (календарное время);
      2) режимы работы двигателя, число и последовательность выходов на эти режимы за один полетный цикл и допустимая непрерывная и общая продолжительность работы на определенных режимах (в том числе на режимах авторотации и реверсирования тяги), а также сведения о переменных процессах;
      3) характеристика профиля полета;
      4) область и число запусков по высоте и скорости полета;
      5) величина отбора воздуха и мощности;
      6) потери полного давления в самолетном воздухозаборнике;
      7) неоднородность потока воздуха на входе в двигатель;
      8) применяемые марки топлива, масла, присадок, технических жидкостей и газов;
      9) температура и давление топлива на входе в двигатель;
      10) параметры энергопитания агрегатов двигателя, в том числе пускового устройства;
      11) температура под капотом силовой установки с указанием характерных зон;
      12) покрытие и состояние взлетно-посадочной полосы и места стоянки ВС;
      13) периодичность и виды технического обслуживания и диагностики технического состояния двигателя;
      14) величины механических повреждений деталей двигателя в эксплуатации;
      15) особенности компоновки двигателя на ВС, в том числе определяющие особенности технического обслуживания двигателя;
      16) загрязнение топлива механическими примесями и свободной водой (на входе в двигатель).

      Наработка - продолжительность эксплуатации двигателя в полете и наземных условиях, выраженная в часах, числе полетных циклов, числе включений и т.п.;

      Назначенный ресурс двигателя (деталей) - суммарная наработка двигателя (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния.
      Примечание: В пределах назначенного ресурса двигателя могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно-назначенного ресурса двигателя (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного техническими условиями на двигатель. Временно назначенный ресурс двигателя устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, обязательная замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно-назначенного ресурса двигателя его эксплуатация может быть продолжена.

      Основные детали - детали, разрушение или последствия разрушения которых могут привести к опасным для ВС последствиям;
      Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки двигателя и эксплуатации его прототипов.
      Ресурс двигателя до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта;
      Примечание. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного техническими условиями на двигатель. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных в Регламенте технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей.

      Осредненный полетный цикл (полетный цикл) - изменение по времени давления и температуры воздуха на входе в двигатель и изменение частот вращения роторов двигателя и других параметров, характеризующих режимы работы двигателя на ВС. Полетный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых полетных циклов с использованием данных о фактических условиях работы двигателя в эксплуатации;

      испытательный цикл - изменение по времени частот вращения роторов, положений регулирующих органов и условий на входе в двигатель при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в полетных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;

      установившийся режим - режим работы двигателя, при котором его параметры не изменяются по времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации);

      переменный процесс - процесс изменения во времени параметров двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, полная и частичная приемистости, дросселирование, сброс газа, останов и другие).

94. Конструкция двигателя

      601. Двигатель вместе с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного ресурса и срока службы отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час наработки двигателя как события практически невероятные. Подтверждение выполнения этого требования должно проводиться на основе анализа конкретной схемы и реальной конструкции, материалов статистической оценки надежности подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатов испытаний данной конструкции.

      602. При ожидаемых условиях эксплуатации как на установившихся режимах, так и при переменных процессах (допускаемых конструкцией двигателя и его автоматики) в двигателе не должен возникать помпаж компрессора. Помпаж, возникающий в полете в результате непредвиденных факторов (появление маловероятной неисправности, возможные ошибки экипажа и т.п.), не должен приводить к отказам двигателя с опасными последствиями.

      603. Двигатель должен быть спроектирован так, чтобы возможное при эксплуатации попадание в него посторонних предметов (птиц, воды, дождя, кусков льда и града) не вызывало последствий, при условиях, регламентированных требованиями этого пункта.

      604. Двигатель и его агрегаты должны быть спроектированы и изготовлены так, чтобы была обеспечена возможность осмотра, технического обслуживания и замены деталей, агрегатов и других элементов конструкции двигателя в эксплуатации в соответствии с Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания двигателя.

      605. Пожарная защита двигателя.
      На двигателе должны быть предусмотрены:
      1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
      2) система обнаружения перегрева (пожара);
      3) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на двигателе, где возможно их возгорание;
      4) устройства экстренного выключения двигателя.
      На двигателе должны быть выполнены огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
      1) элементы органов системы управления выключением двигателя;
      2) трубопроводы или емкости (баки), содержащие топливо, масло или их пары и рабочую жидкость гидросистемы;
      3) электропровода системы управления "органами средств выключения двигателя и других систем, которые признаны необходимыми для обеспечения контроля за двигателем во время пожара и после пожара;
      4) воздухопроводы, разрушение которых от действия высокой температуры при пожаре может привести к подаче воздуха в мотогондолу;
      5) трубопроводы и распылительные устройства системы пожаротушения.
      Применение в компрессорах двигателя деталей из сплавов на основе титана может быть допущено, если максимальные возможные температуры деталей из этих сплавов не превышают предельных значений:
      1) 500 о С - для рабочих лопаток;
      2) 330 о С - для лопаток направляющих аппаратов;
      3) 300 о С - для внутренних оболочек корпусов и лабиринтов.
      Примечание: Указанная предельная температура для деталей из сплавов титана не распространяется на лабиринты, расположенные на барабанах и дисках ротора под лопатками направляющих аппаратов, если сопрягающиеся детали изготовлены из различных материалов (например, консольные лопатки или внутренние кольца под направляющим аппаратом - из стали, ротор - из титана).
      Конструкция компрессора с деталями, изготовленными из сплавов на основе титана, должна удовлетворять следующим требованиям:
      1) исключать возможность трения титановых деталей между собой в нормальных условиях эксплуатации, а также в результате нарушения осевых и радиальных зазоров между статорными и роторными элементами;
      2) иметь внутренние оболочки корпусов и лопатки направляющих аппаратов из стальных или никелевых сплавов, если не выполнено условие.
      Двигатели должны быть оборудованы системой подачи огнегасительного вещества во внутренние масляные полости в том случае, если анализом конструкции и опыта доводки двигателя, а также опыта эксплуатации прототипов показано, что пожар во внутренних масляных полостях может возникнуть и при этом не может быть ликвидирован путем выключения двигателя.
      Примечание 1. Непреднамеренная подача огнегасительного вещества не должна приводить к нарушению нормальной работы двигателя.
      Примечание 2. Устройства для подачи огнегасительного вещества должны отвечать требованиям.
      Примечание 3. В Руководстве по технической эксплуатации двигателя должна быть указана последовательность операций при применении огнегасительного вещества.
      В компоновке двигателя должно быть предусмотрено:
      1) размещение агрегатов масляной и топливной систем по возможности вне горячей части двигателя;
      2) перепуск воздуха из компрессора и отвод воздуха из полостей суфлирования масляной системы не в подкапотное пространство, а в атмосферу или в наружный контур двухконтурного двигателя.
      Для предотвращения возгорания масла, протекшего через масляные уплотнения валов, должна быть обеспечена возможность:
      1) отвода масла из полостей между масляными и воздушными уплотнениями валов через специальный канал;
      2) прекращения подачи масла нагнетающим насосом в случае отказа откачивающих насосов.
      В камере сгорания двигателя и его выхлопной трубе должно быть исключено образование застойных зон, в которых может скапливаться топливо при неудавшихся запусках двигателя, и должен быть предусмотрен необходимый дренаж топлива.

      606. Для устранения разности электрических потенциалов основных элементов двигателя между ними должны быть обеспечены электрические контакты (металлизация) и предусмотрена возможность электрических контактов двигателя с примыкающими к нему элементами ВС при его установке на ВС.

      607. Должен быть проведен анализ причин и последствий функциональных отказов двигателя с учетом истории доводки двигателя и опыта эксплуатации его прототипа или аналога.
      По отказам, которые могут иметь опасные последствия, должно быть показано, что в конструкции, технологии изготовления и документации по техническому обслуживанию двигателя предусмотрены специальные меры:
      1) по предотвращению таких отказов;
      2) по своевременному выявлению и устранению дефектов и повреждений двигателя, которые могут привести к возникновению отказов с опасными последствиями.

      608. Должна обеспечиваться взаимозаменяемость двигателей в ожидаемых компоновках силовой установки. В виде исключения может допускаться перестановка отдельных агрегатов или других элементов конструкции двигателя при условии обеспечения их взаимозаменяемости.

      609. Детали и агрегаты двигателя должны быть защищены от коррозии и износа в эксплуатации и при хранении соответствующими способами, регламентированными технической документацией.
      Консервация и расконсервация двигателя не должны требовать частичной разборки двигателя или демонтажа агрегатов.

      610. Детали двигателя, отказ которых может создать опасные последствия, должны маркироваться так, чтобы можно было, используя техническую документацию, получить необходимые сведения об изготовлении этих деталей. В технической документации на изготовление этих деталей должен предусматриваться повышенный объем их контроля.

      611. Должно быть показано, что транспортирование двигателя в соответствии с технической документацией не снижает его работоспособности.

      612. Турбовинтовой двигатель должен оборудоваться стояночным тормозом или другими средствами, предотвращающими вращение воздушных винтов. При наличии стояночного тормоза он должен быть сблокирован с системой запуска турбовинтового двигателя.

95. Прочность двигателя

      613. Статические и динамические напряжения, деформации и нагрузки в деталях двигателя, а также вибрации в местах его подвески к ВС и крепления агрегатов не должны при данных особенностях конструкции, используемых материалах и принятой технологии изготовления превышать значения, установленные с учетом опыта эксплуатации и результатов специальных испытаний.

      614. Обрыв рабочей лопатки компрессора или турбины, а также вторичные явления, возникающие в результате ее обрыва (разрушение других лопаток, увеличение дисбаланса ротора, местное повышение температуры и т.д.), не должны вызывать опасных последствий.

      615. Элементы роторов двигателя, для которых при их разрушении не обеспечена локализация обломков внутри корпусов двигателя (лопатки вентилятора, лиски), должны обладать достаточной прочностью, чтобы противостоять максимальным механическим и тепловым нагрузкам, возможным в ожидаемых условиях эксплуатации.

      616. Элементы роторов не удерживаемые при разрушении корпусами двигателя (диски, валы, лопатки вентилятора), должны подвергаться неразрушающему контролю на всех этапах производства согласно указаниям технической документации, в том числе контролю механических свойств материала на образцах, вырезанных из прибыльной части каждой заготовки.

      617. Путем анализа отказов и при необходимости соответствующими испытаниями должно быть показано, что разрушение валов турбины или компрессора, их расцепление и смещение относительно прилегающих деталей либо не приводит к отказам с опасными последствиями, либо практически невероятно.

96. Материалы

      618. Все материалы, используемые для изготовления деталей двигателя, его систем и агрегатов, должны соответствовать требованиям действующих стандартов, норм и технических условий и должны быть выбраны с учетом действительных условий их работы в двигателе в течение ресурса, а также соответствующих сроков службы и хранения.
      Везде, где это возможно, должны применяться материалы, обладающие достаточными антикоррозионными свойствами и износостойкостью.
      Обоснование выбора материалов должно включаться в техническую документацию по двигателю.

      619. В техническую документацию на двигатель должны включаться данные о допустимых к применению в эксплуатации расходных материалах (основных и резервных топливах и маслах, смазках, специальных жидкостях и т.п.). Все используемые расходные материалы должны соответствовать действующим стандартам.

      620. Для топлив и масел, допущенных к применению на двигателе, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации зарубежные аналоги.

      621. Выбор материалов для деталей проточной части компрессоров из титановых сплавов должен производиться с учетом требований. Для новых материалов на основе титана специальными испытаниями на образцах или элементах конструкции двигателя должно быть подтверждено отсутствие их самоподдерживающегося горения.

      622. Если в конструкции двигателя применены материалы, впитывающие жидкости, которые могут усиливать коррозию или горение, то должны быть разработаны средства защиты этих материалов от пропитки жидкостями.

97. Технология

      623. Общие требования. Принятая технология изготовления должна обеспечивать стабильность исходных прочностных характеристик деталей двигателя и качество его сборки.
      Принятая и включенная в Руководство по технической эксплуатации технология устранения повреждений элементов газовоздушного тракта (например, забоин на лопатках, трещин на деталях реверсивного устройства) должна обеспечивать сохранение работоспособности двигателя в соответствии с технической документацией на двигатель.
      Детали двигателя, требующие определенного положения при сборке, должны иметь соответствующие конструктивные элементы или метки, исключающие возможность их неправильного монтажа.
      Элементы крепления и фиксации деталей двигателя должны удовлетворять в условиях производства и ремонта следующим требованиям:
      1) конструкция и технология крепления рабочих лопаток компрессора и турбины, не имеющих бандажных полок, должны, как правило, обеспечивать возможность замены отдельных лопаток без снятия других лопаток соответствующей ступени;
      2) фиксация деталей в разъемных соединениях двигателя с применением керновки и завальцовки разрешается только в соединениях, где используются детали разового применения, а также в случаях, когда у деталей имеются специальные элементы для повторной завальцовки;
      3) в резьбовых соединениях в случае необходимости должны быть предусмотрены меры предупреждения прихватывания деталей по резьбе.
      Конструкция и технология монтажа подшипников двигателя должны обеспечивать возможность их многократного демонтажа без повреждения тел и дорожек качения.
      Динамическая балансировка роторов двигателя, как правило, должна осуществляться за счет перестановки лопаток и (или) специальных регулировочных элементов. Проведение балансировки роторов путем снятия материала может быть допущено только при изготовлении двигателя.
      В случае замены в эксплуатации модулей двигателя (на двигателе модульной конструкции) должна быть исключена необходимость:
      1) совместной обработки модулей;
      2) последующей балансировки роторов на специальных стендах;
      3) проведения контрольных испытаний двигателя.
      Необходимые проверки и регулировки двигателя после замены модулей должны проводиться в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.

      624. Литые заготовки.
      Изготовление и контроль деталей из литых заготовок, применяемых в конструкции двигателя, следует осуществлять в соответствии с требованиями, указанными в технической документации.

      625. Горячедеформированные заготовки.
      Для обеспечения необходимой прочности применяемых в конструкции двигателя деталей, получаемых из горячедеформированных заготовок, соответствующие технологии ковки и штамповки, термообработки и контроля качества должны быть установлены на основании технической документации для каждого типа горячедеформированных заготовок.
      Горячедеформированные заготовки должны быть разделены на соответствующие группы по способам, объему и видам контроля в зависимости от ответственности и условий работы деталей, для изготовления которых предназначаются эти заготовки. Группы контроля должны быть указаны в технической документации.
      Способы и виды контроля требуемого качества горячедеформированных заготовок (анализы химического состава, испытания по определению механических свойств, металлургические исследования, испытание стандартных образцов разрушением, прочностные исследования, рентгенографический контроль и т.п.) следует указывать в технической документации.
      Техническая документация должна содержать требования, необходимые для разработки чертежей, технологии изготовления и способов контроля горячедеформированных заготовок, обеспечивающие необходимую стабильность их свойств.
      Если способ контроля предусматривает испытание механических свойств материала на образцах, то каждая горячедеформированная заготовка должна иметь одну или несколько технологических прибылей, которые после термообработки используются для изготовления образцов, испытываемых с целью установления соответствия применяемого материала требованиям технической документации.

      626. Сварные (паяные) детали.

      627. Для обеспечения необходимой прочности сварных (паяных) деталей двигателя на основании технической документации должна быть установлена соответствующая технология их сварки или пайки, термообработки и контроля качества. Материалы и их сочетания, используемые для изготовления деталей горячей части двигателя с применением сварочных процессов, должны обладать свойствами, предотвращающими образование трещин на сварных швах, околошовных зонах и по целому материалу под воздействием повторных и длительных нагревов.
      Должна обеспечиваться возможность использования сварки для устранения сварочных и других дефектов при ремонте двигателя.

      628. Технология сварки (пайки), виды и объем контроля должны указываться в соответствующей технической документации.

      629. Сварные элементы конструкции двигателя должны обеспечивать в случае необходимости возможность применения рентгеновского (или другого неразрушающего) контроля всех сварных (паяных) швов после сварки и термообработки. В случае невозможности применения такого контроля на окончательно изготовленных конструкциях должна быть обеспечена возможность его применения на промежуточных операциях изготовления.

      630. Должно быть обеспечено качество сварных (паяных) конструкций, регламентированное соответствующей технической документацией. В зависимости от условий работы детали должны быть предусмотрены типовые или особые виды контроля - испытания на герметичность под избыточным давлением, контрольное разрушение, физические методы контроля (магнитный, вихретоковый, ультразвуковой, импендансный и другие) и т.п.

      631. Все сварные (паяные) швы должны подвергаться визуальному контролю и приемлемым методам дефектоскопии. После термообработки сварных элементов конструкции может назначаться дополнительный контроль.

      632. Принятые для сварных элементов конструкции виды и объемы контроля должны применяться в стадии освоения технологии изготовления двигателя непрерывно до достижения необходимого стабильного уровня их качества.

98. Ресурсы

      633. Конструкция двигателя должна в течение определенного времени эксплуатации (назначенного ресурса) выдерживать без разрушений, угрожающих безопасности полета, воздействие повторяющихся в эксплуатации нагрузок.
      При сертификации двигателя "до установки на ВС" устанавливаются начальные назначенные ресурсы двигателя и его основных деталей и начальный ресурс двигателя до первого капитального ремонта в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      634. Ресурсы подтверждаются испытаниями двигателя и его основных деталей.

      635. Ресурсы агрегатов и комплектующих изделий устанавливаются на основании их испытаний в системе двигателя, а также автономных испытаний на специальных установках.

99. Надежность

      636. При отсутствии в процессе стендовых длительных и ресурсных испытаний отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете, для подтверждения достаточной надежности суммарная наработка должна составлять для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета не более 5 часов, - не менее 5000 часов, а для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета более 5 часов, - не менее 7000 часов.
      При наличии указанных отказов, наработка на отказ для двигателей первой группы должна составлять не менее 8500 часов, а для двигателей второй группы - не менее 12000 часов.
      Наработка на отказ определяется по формуле:
                                 t
                           Т IA = --
                                 m a ,
      где, t - суммарная наработка двигателей при стендовых длительных и ресурсных испытаниях;
      m а - количество отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете.
      Примечание 1. Отказы, для устранения причин которых разработаны эффективные мероприятия, проверенные испытаниями, в зачет не принимаются.
      Примечание 2. При ускоренных испытаниях по эквивалентно-циклической программе для каждого испытательного цикла должна засчитываться наработка двигателя, равная длительности полетного цикла, соответствующего испытательному циклу.

100. Топливная система двигателя

      637. Топливная система должна обеспечивать питание двигателя топливом при запуске и на всех режимах в ожидаемых условиях эксплуатации. Система должна также обеспечивать работу двигателя в особых условиях эксплуатации, указанных в технических условиях.

      638. Топливо должно подаваться к форсункам насосом (насосами) высокого давления, приводимым от двигателя (или другого энергетического устройства). Полная производительность насоса должна быть не менее максимальной потребной для обеспечения устойчивой работы двигателя на максимальном (взлетном) режиме в ожидаемых условиях эксплуатации. При наличии двух насосов каждый из них должен иметь независимый привод; отказ одного насоса не должен влиять на привод или характеристики другого насоса.

      639. Во всасывающей магистрали основного топливного насоса (насосов) высокого давления должен устанавливаться фильтр с пропускной способностью и тонкостью очистки.

      640. Конструкция топливных фильтров должна обеспечивать:
      1) требуемый расход топлива через перепускной предохранительный клапан в случаях засорения фильтрующего элемента механическими примесями или льдом, образующимся в результате замерзания воды, содержащейся в топливе. Фильтр должен оборудоваться сигнализатором максимального перепада давления на фильтре;
      2) необходимую степень фильтрации в течение максимальных сроков, предусмотренных для осмотров и очистки фильтров, при работе на топливе с заданным уровнем загрязнения механическими примесями и свободной водой.

      641. Дренажные устройства системы должны исключать возможность попадания топлива в двигательный отсек и в другие пожароопасные зоны, а также на стояночную площадку аэродрома.

      642. При эксплуатации двигателя на топливе, не содержащем противообледенительной присадки, топливная система должна быть оснащена устройством защиты фильтра от обледенения.

      643. Все элементы топливной системы, работа которых согласно Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания должна контролироваться обслуживающим персоналом, должны иметь удобный доступ.

      644. В конструкции двигателя должна быть предусмотрена система для сбора и утилизации жидкого топлива при ложном или неудавшемся запуске и после останоки во время эксплуатации двигателя на земле и в полете.
      Емкость для сбора топлива, сливаемого из нижних точек газовоздушного тракта, не должна использоваться для других жидкостей и должна автоматически опорожняться с возвратом топлива в двигатель при его работе. Возврат топлива должен производиться, минуя самолетные баки, если иное не оговорено в технической документации.

101. Масляная система двигателя

      645. Двигатель должен иметь автономную масляную систему с отдельным баком.
      Схема, конструкция и органы регулирования масляной системы должны обеспечивать:
      1) поддержание установленных давлений и температур масла для смазки и охлаждения деталей и узлов трения;
      2) демпфирование опор роторов;
      3) работу агрегатов управления, использующих масло в качестве рабочей жидкости;
      4) отвод воздуха из полостей опор и масляного бака;
      5) вынос маслом частиц износа поверхностей трения из двигателя;
      6) очистку масла в процессе его циркуляции от включений размером более 40 мкм.
      Эти функции должны выполняться на всех режимах работы двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
      В турбовинтовых двигателях масляная система должна обеспечивать бесперебойную подачу масла в воздушный винт и его агрегаты с температурами и давлениями, классом чистоты и содержанием воздуха, приемлемыми для их нормальной работы в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Примечание. Масляный бак может быть установлен вне двигателя, если будет доказана целесообразность такой компоновки.

      646. Конструктивными средствами в опорах и масляной системе двигателя должны быть исключены:
      1) изменение физико-химических свойств циркулирующего через двигатель масла свыше допустимых техническими условиями норм из-за высоких температур омываемых им поверхностей;
      2) износ пар трения свыше допустимых пределов, указанных в рабочих чертежах;
      3) отложение кокса в трубах суфлирования в пределах, ведущих к повышению давления в суфлируемых полостях;
      4) утечки масла через уплотнения валов, вызывающие загрязнение отбираемого от двигателя на нужды ВС воздуха сверх предельно допустимых концентрацией;
      5) утечки или выброс масла через суфлер сверх нормы расхода масла, приведенной в технической документации на двигатель;
      6) образование в нагнетающем насосе воздушных пробок при заполнении системы маслом или отливе масла от маслозаборника в полете;
      7) переполнение двигателя маслом, как при неработающем двигателе, так и на всех режимах его работы на земле и в полете, в том числе на режиме авторотации;
      8) загрязнение сливаемым маслом поверхности двигателя и ВС.

      647. Основные агрегаты и элементы (бак, масляные насосы, центробежные воздухоотделители, клапаны, краны, фильтры, теплообменники, измерительные и сигнализирующие устройства и т.д.), относящиеся к масляной системе, должны располагаться на двигателе так, чтобы обеспечивались:
      1) пожарная безопасность;
      2) возможность нетрудоемкой замены отдельных неисправных деталей и агрегатов системы;
      3) ускоренный подогрев масла в системе при низкотемпературном запуске с помощью штатных наземных источников тепла.
      Примечание. Штатные наземные источники тепла, если они используются для двигателя, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.

      648. Потребный запас масла в баке при заполненной системе должен определяться суммой:
      1) двукратного количества масла, расходуемого за полет, в соответствии с часовым расходом масла, указанным в технической документации, но не менее 12-кратного часового расхода;
      2) количества масла, необходимого для обеспечения стабильной циркуляции масла через двигатель на всех режимах его работы;
      3) количества масла, которое должно оставаться в специальном отсеке бака для подачи к агрегатам регулирования двигателя при возможных отрицательных перегрузках, в случае потери системой масла и для обеспечения флюгирования лопастей воздушного винта;
      4) количества масла, находящегося в баке ниже среза маслозаборника.

      649. Масляный бак должен иметь:
      1) заливную горловину и устройство с краном нажимного самоконтрящегося типа для слива масла из бака;
      2) клапан для закрытой дистанционной заправки маслом под давлением в аэродромных условиях с устройством, предотвращающим переполнение бака при заправке, и штуцером, имеющим стандартные размеры;
      3) легкосъемную крышку заливной горловины;
      4) съемный сетчатый фильтр в заливной горловине с тонкостью очистки масла 0,2 миллиметров;
      5) устройство для измерения количества масла в баке (с погрешностью не более + 4 % от максимального заправляемого количества) и средства сигнализации допустимых максимального и минимального уровней масла в баке;
      6) не заполняемый маслом объем не менее 20 % объема бака;
      7) конструкцию, исключающую возможность скопления в заливной горловине и вблизи нее остатков масла после заправки;
      8) трафарет с указанием марки и количества заправляемого масла, укрепленный возле заливной горловины;
      9) крепление, исключающее смещения и повреждения бака при возможных в ожидаемых условиях эксплуатации механических и тепловых нагрузках;
      10) специальный отсек, оборудованный маслозаборником;
      11) устройства возврата масла в бак, обеспечивающие отделение содержащегося в масле воздуха;
      12) устройства, обеспечивающие поступление масла в двигатель, а также суфлирование бака при перегрузках и эволюциях, возможных в ожидаемых условиях эксплуатации. Расположение устройства должно исключать засасывание отстоя;
      13) кран или пробку для полного слива масла и конденсата в нижней точке бака с фиксацией его закрытого положения.

      650. Откачивающие насосы масляной системы двигателя, а также форсунки, подводящие масло к подшипникам роторов двигателя, должны быть защищены от попадания в них инородных частиц защитными фильтроэлементами.
      Примечание. Фильтроэлементы перед форсунками могут не устанавливаться, если в конструкции предусмотрены другие меры по защите от попадания в них вместе с маслом посторонних частиц.

      651. На входе масла в двигатель должен быть установлен фильтр надлежащей пропускной способности и тонкости очистки. При этом:
      1) фильтр должен обладать способностью работать без очистки в течение срока, предусмотренного Регламентом технического обслуживания;
      2) в конструкции фильтра должен быть предусмотрен клапан перепуска масла мимо фильтрующего элемента в случае его засорения или при запуске двигателя при низкой температуре масла;
      3) должен быть исключен смыв и унос в масляную систему отложений с фильтрующего элемента и днища отстойной полости корпуса фильтра при открытии перепускного клапана;
      4) фильтр должен иметь отстойную полость со сливным краном и устанавливаться в месте, удобном для периодического осмотра; течь масла из корпуса фильтра при снятии фильтрующего элемента должна быть исключена;
      5) фильтр должен быть оборудован сигнализаторами максимального допустимого перепада давления на фильтрующем элементе или иным эквивалентным средством для сигнализации засорения фильтра.

      652. Суфлер масляной системы должен обеспечивать выпуск воздуха, проникающего через уплотнения опор, во всех ожидаемых условиях эксплуатации в пределах, необходимых для поддержания в полостях опор, баке и коробке приводов давления, достаточного для обеспечения подачи насосов в высотных условиях. Суфлер должен одновременно выполнять функции отделения масла от масловоздушной среды и возвращения отделенного масла обратно в масляную систему. Суфлирующий патрубок должен быть защищен от попадания в него посторонних предметов и замерзания конденсата.

      653. Прокачка масла через двигатель на режиме авторотации должна обеспечивать полет в течение времени, равного половине времени полета по маршруту наибольшей протяженности во всех ожидаемых условиях эксплуатации без повреждения трущихся деталей, без внутренних утечек и внешнего выброса масла и с сохранением возможности запуска двигателя в полете. При выключении двигателя в полете из-за потери масла в системе должна обеспечиваться авторотация двигателя в течение указанного времени без отказов с опасными последствиями.

102. Система охлаждения двигателя

      654. Система охлаждения двигателя должна обеспечивать работоспособность горячих деталей двигателя, его агрегатов и рабочих жидкостей в ожидаемых условиях эксплуатации. Количество, температура и давление охлаждающего агента должны определяться расчетом и проверяться испытаниями.

      655. Если отбираемый из двигателя воздух (газ) используется для охлаждения элементов конструкции или наддува уплотнений и замкнутых полостей, работоспособность которых зависит от чистоты подаваемого воздуха (газа) и может ухудшаться вследствие воздействия на них инородных частиц (пыли, песка и других), то конструкция системы должна исключать попадание в эти элементы частиц недопустимого размера и в недопустимом количестве.

103. Система регулирования и управления двигателя

      656. Двигатель должен быть оснащен системой автоматического регулирования и управления, которая должна обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации выполнение следующих функций:
      1) запуск и выключение двигателя;
      2) автоматическое поддержание регулируемых параметров в соответствии с заданной программой регулирования и с заданной точностью на всех режимах и при возможных изменениях внешних условий и температуры рабочего тела, применяемого в регулирующих устройствах;
      3) плавный переход с режима на режим при перемещении рычагов управления двигателями с изменением регулируемых параметров в пределах, оговоренных в технической документации;
      4) прямое или косвенное ограничение предельно допустимых параметров двигателя (температуры газа, частоты вращения, тяги (мощности), отрицательной тяги воздушного винта, крутящего момента, реверсивной тяги, давления воздуха за компрессором и других).

      657. Должны быть предусмотрены меры для предотвращения превышения значений регулируемых параметров сверх предельно допустимых их значений при отказах системы автоматического регулирования и управления.

      658. В системе регулирования и управления должны быть предусмотрены устройства для предотвращения опасного развития отказов двигателей, начальное проявление которых может быть зафиксировано. Должен быть обоснован выбор типов этих устройств, а их эффективность проверена на двигателе.

      659. Устанавливаемые на двигателе устройства выключения подачи воспламеняющихся жидкостей и средства управления этими устройствами должны размещаться так, чтобы вероятность их повреждения или воздействия на них открытого огня была возможно меньшей.

      660. Размещение агрегатов системы автоматического регулирования и управления на двигателе должно обеспечивать возможность удобного их обслуживания без снятия двигателя с ВС.

      661. При изменении температуры окружающей среды не должна требоваться подрегулировка соответствующих элементов системы автоматического регулирования.
      Примечание. Подрегулировка элементов системы автоматического регулирования может быть допущена согласно Руководства по технической эксплуатации при смене топлива на другую марку, разрешенную к применению на двигателе.

      662. Датчики регулируемых параметров, используемые в системе автоматического регулирования, должны быть автономными.
      Примечание. Указанные датчики могут применяться для других целей, если это не будет оказывать неблагоприятного влияния на работу системы автоматического регулирования.

      663. Работоспособность агрегатов системы автоматического регулирования с электрическим приводом должна быть обеспечена при работе от основных и аварийных источников электроэнергии.
      Агрегаты системы автоматического регулирования должны относиться к приемникам электроэнергии первой категории.

      664. Органы системы управления, относящиеся к двигателю должны отвечать следующим требованиям:
      1) иметь достаточную прочность и жесткость и выдерживать механические и тепловые нагрузки, возможные в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) не перемещаться под действием вибраций и других нерасчетных нагрузок.

      665. Если для органов управления, размещенных на двигателе и включенных в его компоновку, используются гибкие элементы, то их пригодность должна быть подтверждена.

104. Система запуска двигатели

      666. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.

      667. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя на земле, как от бортовых, так и от аэродромных средств питания без дополнительной специальной регулировки системы запуска и системы автоматического регулирования в ожидаемых условиях эксплуатации.

      668. В полете в ожидаемых условиях эксплуатации системой должен обеспечиваться нормальный запуск авторотирующего двигателя и, если это требуется, с подкруткой пусковым устройством.

      669. Система запуска должна быть автоматизированной и удовлетворять следующим требованиям:
      1) включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер и т.п.);
      2) обеспечивать автоматический процесс нормального запуска до выхода двигателя на режим малого газа без выполнения каких-либо дополнительных ручных операций.
      Примечание 1. Если используется система воздушного запуска, совмещенная с другими системами, то допускаются предварительные операции, связанные с перестройкой такой системы для запуска двигателя.
      Примечание 2. Для запуска турбовинтового двигателя в полете, осуществляемого при выводе лопастей воздушных винтов из флюгерного положения, допускаются ручные операции (например, включение флюгерного насоса, перестройка частоты вращения воздушного винта и прочее);
      Примечание 3) автоматически отключаться и автоматически подготавливаться к следующему запуску;
      Примечание 4) обеспечивать возможность запуска двигателя с использованием энергии ранее запущенных двигателей (это не относится к системам с турбокомпрессорными стартерами) или вентиляторным газотурбинным двигателям (ВГТД).

      670. Система запуска должна обеспечивать:
      1) быстрое прекращение запуска;
      2) осуществление прокрутки ротора;
      3) возможность выполнения ложного запуска двигателя.

      671. Высоковольтные цепи системы должны быть электрически независимыми от всех других электрических цепей на двигателе. Провода высоковольтных цепей должны быть экранированы и проложены отдельно от других проводов.

      672. Пусковое устройство вместе с механизмом его включения и выключения не должно снижать работоспособность двигателя. Параметры питания этого устройства должны обеспечивать нормальный запуск двигателя.

105. Система впрыска жидкости в компрессор двигателя

      673. Если на двигателе применяется система впрыска жидкости в компрессор, то она должна обеспечивать восстановление или форсирование взлетной тяги (мощности) двигателя. Диапазоны температур и давлений атмосферного воздуха, в которых рекомендовано применение системы впрыска, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.

      674. Многократное применение впрыска жидкости не должно приводить к снижению надежности и недопустимому ухудшению основных данных двигателя, а также вызывать необходимость перерегулировки топливной аппаратуры.

      675. Должна исключаться возможность попадания впрыскиваемой жидкости в масляную систему и агрегаты двигателя.

      676. Включение и выключение системы должны производиться вручную; должна исключаться возможность самопроизвольного ее включения.

      677. Не допускается применение в системе токсичных жидкостей. Как сама жидкость, так и ее пары должны быть безвредными для организма человека.

106. Система отбора воздуха (газа) двигателя

      678. Назначение, количество и параметры отбираемого из двигателя воздуха (газа) для наддува и вентиляции кабин, противообледенительной системы, наддува топливных баков, приводов генераторов и др., режимы работы двигателя при этом и допустимая продолжительность отбора, а также влияние отбора на характеристики двигателя должны быть указаны в технической документации на двигатель.

      679. Отбор воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к недопустимому изменению неравномерности поля температуры газа в камере сгорания и перегреву деталей камеры сгорания и турбины.

      680. В системе регулирования двигателя должно предусматриваться автоматическое ограничение максимальной допустимой температуры газа перед турбиной при отборе воздуха или должно быть показано, что другие применяемые на двигателе средства не допускают превышения максимальной допустимой температуры газа при отборе воздуха.

      681. Отбор установленных количеств воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к возникновению опасных колебаний лопаток компрессора.

      682. Должна быть обеспечена пригодность отбираемого из двигателя воздуха для непосредственного использования в системе кондиционирования для наддува и вентиляции кабин в отношении примесей двигательного происхождения, а именно окиси углерода, паров топлива, продуктов термического разложения масел.

107. Противообледенительная система двигателя

      683. Противообледенительная система двигателя должна обеспечивать нормальную работу последнего на всех режимах в условиях обледенения:
      1) без недопустимого уменьшения тяги (мощности);
      2) без повышения температуры газа выше допустимой, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
      3) без увеличения вибраций двигателя более величины, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
      4) без механических повреждений двигателя;
      5) без ухудшения управляемости двигателя.
      Примечание. Выполнение указанных требований должно обеспечиваться также и при запаздывании включения противообледенительной системы двигателя.

      684. Нормальное функционирование противообледенительной системы двигателя должно обеспечиваться в ожидаемых условиях эксплуатации в течение периода времени, указанного в Руководстве по технической эксплуатации для каждого режима двигателя.

      685. Противообледенительная система двигателя должна удовлетворять установленным требованиям.

108. Система защиты от перегрева турбины двигателя

      686. На двигателе должна быть предусмотрена автоматическая система защиты от перегрева турбины. Система должна обеспечивать сохранение работоспособного состояния двигателя, не допуская превышения в контролируемом сечении турбины температуры газа сверх допустимого ее значения. Превышение допустимого значения температуры газа должно исключаться путем автоматического перевода двигателя на пониженный режим.

      687. Допускается отключение автоматической системы, если защита от перегрева турбины в этом случае обеспечена другими средствами или способами и это оговорено в Руководстве по технической эксплуатации.

109. Камера сгорания

      688. Камера сгорания должна обеспечивать эффективное сгорание топлива во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации по высотам, скоростям и режимам полета. Должны быть представлены доказательства отсутствия предпосылок для нарушения нормальной работы камеры сгорания как на основном, так и резервном топливах.

      689. Во всем диапазоне эксплуатационных режимов в камере сгорания не должно быть:
      1) вибрационного горения;
      2) срыва пламени при предельных регулировках системы автоматического регулирования и испытаниях с забросом средних и мелких птиц, льда, имитации ливневого дождя, бокового ветра, попадания в двигатель больших масс воды или снега при взлете с взлетно-посадочной полосы, покрытой атмосферными осадками, и т.п.;
      3) недопустимой неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания на всех режимах работы двигателя с отборами и без отборов воздуха на нужды двигателя и ВС, неравномерностях потока на входе в двигатель и положениях регулирующих органов в газовоздушном тракте;
      4) недопустимых отложений кокса и нагара, перегревов элементов камеры сгорания.

      690. Каждая топливная форсунка двигателя, при необходимости, должна быть защищена соответствующим фильтром или должны быть приняты другие меры, не допускающие засорения форсунки твердыми частицами или продуктами разложения топлива (коксом и смолами).
      Должны быть приняты меры, исключающие закоксовывание топливных коллекторов и закипание топлива в коллекторах и форсунках.

      691. Камера сгорания должна быть оборудована устройством организованного дренирования топлива.

110. Реактивное сопло

      692. Соединительные элементы сопла не должны допускать утечек газа, превышающих расчетные значения.

      693. Если применяется регулируемое сопло с системой управления его подвижными элементами, то:
      1) должна быть обеспечена падежная фиксация подвижных элементов в заданном положении на каждом режиме работы двигателя;
      2) должен быть установлен указатель положения подвижных элементов сопла в крайних его положениях;
      3) отказы подвижных элементов или системы управления ими не должны приводить к отказам с опасными последствиями;
      4) для проверок должны быть предусмотрены устройства для привода подвижных элементов сопла без запуска двигателя.
      Примечание. Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реактивное сопло или его часть входят в конструкцию двигателя.

111. Реверсивное устройство

      694. Конструкция реверсивного устройства, величина максимальной реверсивной тяги и допуск на нее, время ее достижения и непрерывного использования, а также направление струй, выходящих из реверсивного устройства, и другие параметры, характеризующие работу устройства, должны быть выбраны исходя из ожидаемых условий применения реверсивного устройства и указаны в технической документации на двигатель.
      Примечание: Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реверсивное устройство входит в конструкцию двигателя.

      695. Реверсивное устройство не должно оказывать недопустимого влияния на характеристики двигателя при его работе на режиме прямой тяги.

      696. Увеличение и уменьшение реверсивной тяги при изменении режима работы двигателя с включенным реверсивным устройством должно быть плавным, без скачков и провалов, выходящих за пределы, установленные технической документацией.

      697. Система управления реверсивным устройством должна обеспечивать:
      1) включение и выключение реверсивного устройства с любого режима работы двигателя;
      2) устойчивую работу двигателя с включенным реверсивным устройством на установившихся режимах и при переменных процессах, в том числе в процессе изменения тяги двигателя от различных значений прямой до максимальной реверсивной тяги;
      3) автоматическое выключение или снижение режима работы двигателя от указанной в технической документации величины в случае самопроизвольного включения реверсивного устройства;
      4) автоматическое ограничение режима работы двигателя до указанного в технической документации уровня в случае не включения реверсивного устройства;
      5) возможность проверки работы реверсивного устройства на земле (на стенде) на работающем двигателе без применения дополнительных средств по охлаждению всего реверсивного устройства и его системы управления;
      6) опробование действия реверсивного устройства на неработающем двигателе от соответствующих аэродромных источников питания.

      698. При работе на режиме реверсирования тяги должны исключаться:
      1) недопустимые вибрации двигателя;
      2) недопустимые неуравновешенные вертикальные или боковые нагрузки на двигатель;
      3) недопустимое уменьшение запасов газодинамической устойчивости компрессора (компрессоров).

      699. Элементы системы управления, относящиеся к реверсивному устройству, должны отвечать требованиям.

112. Гидроприводы двигателя

      701. В конструкции гидроприводов должна быть предусмотрена защита трубопроводов, агрегатов и других элементов от нагрузок, превышающих действующие на них максимальные механические и тепловые нагрузки в ожидаемых условиях эксплуатации.

      702. Фильтры должны иметь перепускные аварийные клапаны, обеспечивающие работу гидроприводов при засорении фильтрующих элементов. Фильтры должны быть расположены в доступных для их осмотра местах.

      703. При наличии гидроаккумулятора должна быть обеспечена возможность периодического контроля давления газа в его газовой полости.

      704. В системах кратковременного периодического действия должен быть предусмотрен автомат разгрузки рабочего гидронасоса с аварийным перепускным клапаном на случай отказа автомата.

      705. В гидроприводах должна быть обеспечена возможность подключения аэродромного источника жидкости высокого давления для проверки и регулировки гидроприводов при выключенном двигателе.

113. Агрегаты и их приводы

      706. Приводы агрегатов и узлы их крепления должны быть спроектированы и выполнены так, чтобы обеспечивать надежную работу двигателя с установленным на нем оборудованием. В случае отказа приводов не должно происходить опасных повреждений других агрегатов и элементов двигателя.

      707. Каждый агрегат, устанавливаемый на двигатель, должен, как правило, иметь "слабое звено" для защиты частей двигателя от воздействия чрезмерного крутящего момента. Должна указываться величина крутящего момента, при котором "слабое звено" должно разрушаться. "Слабое звено" должно быть выполнено так, чтобы его обломки не попадали в другие части двигателя.
      Если у некоторых агрегатов (например, электрогенераторов большой мощности, гидронасосов) "слабое звено" может оказаться недостаточным для защиты двигателя, то должна предусматриваться возможность отсоединения привода таких агрегатов в случае их неисправности от ротора работающего двигателя.

      708. Конструкция агрегатов и мест их подсоединения к двигателю в случае их поломки должна исключать возможность попадания в масляную систему двигателя обломков или рабочих жидкостей, применяемых в агрегатах.

      709. Расположение регулятора воздушного винта на двигателе должно быть таким, чтобы исключалось попадание на его вход инородных частиц или осадков, содержащихся в масле.

      710. Двигатель должен иметь устройство для медленного проворачивания ротора (роторов).

      711. Если в агрегаты, установленные на двигателе, рабочая жидкость или масло поступают из двигателя, то в этих агрегатах следует устанавливать фильтроэлементы с необходимой тонкостью фильтрации.

114. Аппаратура контроля и сигнализации

      712. На двигателе в соответствии с действующей нормативно-технической документацией должна быть установлена аппаратура контроля, обеспечивающая проверку исправности двигателя и прогнозирование технического состояния двигателя, в том числе с помощью бортового устройства регистрации параметров.

      713. Двигатель должен быть оснащен средствами обнаружения механических повреждений для выявления отказов на ранних стадиях их развития и определения технического состояния двигателя в эксплуатации. Эти средства должны включать:
      1) магнитные пробки в масляной системе и удобно расположенные сливные краны периодического отбора масла для анализа на содержание в нем железа и других металлов;
      2) устройства (окна, люки) для периодического осмотра деталей газовоздушного тракта с помощью оптических, ультразвуковых, вихретоковых и других приборов зондового типа.
      Примечание. Количество и размещение окон и люков должно быть выбрано так, чтобы была обеспечена возможность оценки состояния рабочих лопаток всех ступеней компрессора, турбины, внутренней поверхности камеры сгорания и других элементов конструкций по перечню, указанному в Руководстве по технической эксплуатации;
      3) датчики для контроля технического состояния и обнаружения возможных отказов двигателя.
      Примечание: Соответствующий перечень датчиков должен быть представлен в Руководстве по технической эксплуатации.

      714. На двигателе должны быть установлены датчики измерения следующих параметров:
      1) давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      2) температуры заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      3) частоты вращения роторов;
      4) положения рычагов управления двигателями;
      5) температуры газа.
      Примечание. На двигателе с охлаждаемыми рабочими лопатками турбины должен быть установлен фотоэлектрический пирометр или предусмотрена возможность его установки и применения для измерения температуры материала рабочих лопаток первой ступени турбины;
      6) отношения полного давления за турбиной (для двухконтурных двигателей - эквивалентного полного давления) к полному давлению на входе в двигатель или других параметров, характеризующих тягу или мощность (для турбовинтовых двигателей - крутящий момент);
      7) мгновенного значения массового часового расхода топлива;
      8) давления масла в масляной системе;
      9) температуры в масляной магистрали на входе (или выходе) двигателя;
      10) количества масла в масляном баке двигателя;
      11) уровня вибраций во всем диапазоне частот вращения роторов.
      Примечание 1. На двигателе могут осуществляться дополнительные измерения, которые признаны необходимыми.
      Примечание 2. Датчики для измерения давления и температуры заторможенного потока воздуха, а также массового часового расхода топлива могут быть установлены на ВС.
      Примечание 3. Перечень измерений, потребных для двигателей ВС местных воздушных линий, может быть сокращен.
      Примечание 4. Необходимость оснащения аппаратурой для измерения уровня вибраций, возбуждаемых каждым ротором в отдельности, должна устанавливаться с учетом особенностей конкретного двигателя.

      715. Датчики должны размещаться на двигателе так, чтобы:
      1) точки отбора давления находились в напорном участке магистрали после фильтра, если последний предусмотрен в системе.
      Примечание. Если на двигателе имеется вспомогательная масляная система, независимая от главной, то должна предусматриваться возможность установки дополнительного датчика для измерения давления масла в возможно ближайшей к смазываемым деталям точке;
      2) точки отбора параметра для его измерения и воздействия на регулирующие устройства находились на участке тракта, обеспечивающем равноценное воздействие на измерительные и регулирующие устройства;
      3) электрические провода датчиков были надежно защищены от возможных повреждений и размещались в безопасных от повреждения местах на двигателе.

      716. Вблизи каждого ответвления магистрали к контрольно-измерительным приборам рекомендуется предусматривать устройства, ограничивающие утечку жидкости в случае разрушения трубопроводов.

      717. Должен быть представлен перечень аппаратуры и приборов, необходимых для контроля, регулирования и управления двигателем. Должны быть также указаны потребные пределы точности измерений этой аппаратурой и приборами. Соответствующим образом должны учитываться разрешающая способность и точность аппаратуры и приборов, зависящие от их размеров, и прочее.

      718. В двигателе должны быть предусмотрены устройства, необходимые для объективного учета наработки.

      719. Двигатель должен быть оборудован устройствами, необходимыми для сигнализации:
      1) минимального давления топлива на входе в двигатель;
      2) минимального давления масла;
      3) превышения допустимого уровня вибраций;
      4) превышения максимальной температуры газа;
      5) появления стружки в масле;
      6) возникновения помпажа;
      7) обледенения двигателя;
      8) минимального остатка масла в масляном баке;
      9) максимального уровня масла в масляном баке;
      10) максимального допустимого перепада давлений на топливном фильтре, если последний отнесен к двигателю;
      11) превышения допустимой частоты вращения роторов двигателя.
      Примечание 1. На двигателе могут устанавливаться и другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.
      Примечание 2. Перечень устройство для сигнализации у двигателей ВС местных воздушных линий может быть сокращен.

      720. На двигателях, у которых во внутренних масляных или суфлируемых полостях в случае неисправности возможно возникновение перегрева, способного вызвать пожар, должна применяться система сигнализации о перегреве (пожаре).
      Система сигнализации о перегреве (пожаре) должна удовлетворять требованиям.

      721. Устройства и системы двигателя, несвоевременное включение или выключение которых может влиять на безопасность полета, должны оснащаться датчиками для сигнализации:
      1) положения элементов изменяемой геометрии двигателя (например, поворотных направляющих лопаток компрессора, створок реактивного сопла, реверсивного устройства и т.п.);
      2) автоматического включения системы флюгирования воздушного винта и устройства реверсирования воздушного винта;
      3) включения и выключения впрыска жидкости в компрессор.
      Примечание. На двигателе могут устанавливаться другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.

      722. В Руководстве по технической эксплуатации должны быть включены рекомендации по действиям экипажа при срабатывании средств сигнализации, установленных на двигателе.

115. Трубопроводы, разъемы, соединения

      723. Все разъемы и соединения в системах топливной, масляной, запуска, зажигания, подвода и отбора воздуха (газа), управления и регулирования, гидравлической, электрической и других должны располагаться в местах, доступных для технического обслуживания. Соединения трубопроводов должны обеспечивать герметичность без их подтягивания в эксплуатации, за исключением тех случаев, которые оговорены в Руководстве по технической эксплуатации и Регламенте технического обслуживания.

      724. Трубопроводы всех систем двигателя и элементы их крепления должны выдерживать действующие на них в эксплуатации механические и тепловые нагрузки. Переменные напряжения трубопроводов не должны превышать допустимых значений. Во избежание повреждений трубопроводы должны иметь гарантированные зазоры (люфты) в местах примыкания к ним других элементов конструкции.

      725. Трубопроводы, которые проложены в местах конструкции двигателя, где возможны их относительные перемещения, должны иметь элементы, компенсирующие возможную деформацию трубопроводов. В случае применения гибких шлангов последние должны быть утвержденных типов или должно быть подтверждено, что они пригодны для применения в данной системе двигателя.

      726. Конфигурация трубопроводов на двигателе должна исключать возможность скопления в них воздуха, паров или отстоя в количестве, могущем вызвать нарушение работы соответствующей системы.

      727. Для снижения пожарной опасности трубопроводы двигателя и элементы их крепления должны удовлетворять требованиям.

      728. В имеющихся на двигателе замкнутых объемах трубопроводов с рабочими жидкостями или газами, в которых возможно повышение давления выше допустимого уровня, например, под воздействием температуры, должны предусматриваться устройства, исключающие чрезмерные повышения давления.

      729. Конструкция трубопроводов и их элементов должна исключать возможность их ошибочного монтажа.

      730. Должна быть исключена возможность установки обратных клапанов и других устройств в положение, при котором они работают неправильно.

      731. Установка и крепление клапанов и других агрегатов на двигателе должны исключать передачу недопустимых нагрузок от этих устройств на присоединенные к ним трубопроводы.

      732. Путем принятых средств маркировки должна быть обеспечена надежная индикация трубопроводов каждой системы, монтируемой на двигателе.
      Примечание. Это требование распространяется и на другие коммуникации, расположенные на двигателе (электрические провода и прочие).

116. Испытания двигателя при сертификации "до установки на ВС"

      733. При сертификации "до установки на ВС" двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие стендовые испытания:
      1) специальные испытания;
      2) 150-часовые испытания;
      3) испытания по установлению ресурсов.

      734. Для оценки результатов всех стендовых испытаний при сертификации двигателя следует учитывать историю доводки двигателя.

      735. При испытаниях в необходимых сочетаниях должны измеряться следующие параметры:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) давление заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      3) температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
      4) давление воздуха в боксе;
      5) частоты вращения роторов;
      6) положение рычагов управления двигателями;
      7) положение регулируемых элементов компрессора;
      8) положение регулируемых элементов реактивного сопла;
      9) давление заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
      10) температура заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
      11) давление заторможенного потока газа за турбиной;
      12) температура заторможенного потока газа за турбиной;
      13) тяга или мощность (для турбовинтового двигателя - также крутящий момент);
      14) расход топлива;
      15) давление топлива на входе в двигатель;
      16) давление топлива перед форсунками;
      17) температура топлива на входе в двигатель;
      18) давление масла в масляной системе;
      19) температура масла на входе в двигатель;
      20) температура масла на выходе из двигателя;
      21) прокачка масла;
      22) расход масла;
      23) вибрации корпусов двигателя.
      Примечание. В зависимости от особенностей двигателя, его систем или вида испытаний указанный перечень параметров может изменяться.

      736. Компоновка двигателя для 150-часовых стендовых испытаний и ресурсных испытаний должна полностью совпадать с компоновкой двигателя для государственных испытаний. Идентичность компоновок двигателей для специальных и государственных испытаний должна выдерживаться, по крайней мере, по тем элементам конструкции, которые могут оказать влияние на проверяемые характеристики или свойства двигателя и его элементов. 150-часовые стендовые испытания должны проводиться со стендовым воздухозаборником.
      Специальные испытания, при которых проверяется влияние воздухозаборника на параметры двигателя, устойчивость работы компрессора и вибрации лопаток, должны проводиться с воспроизведением ожидаемых полетных возмущений потока воздуха на входе в компрессор. Испытания должны проводиться со штатным реактивным соплом и реверсивным устройством. В тех случаях, когда это необходимо, разрешается применение реактивного сопла иной конструкции.

      737. Искусственные средства увлажнения атмосферного воздуха, поступающего в компрессор двигателя, не должны применяться, за исключением специально оговоренных случаев.

      738. В испытаниях должны применяться топливо и масло, указанные в технической документации для данного двигателя. Стендовые системы питания двигателя топливом и маслом должны быть оборудованы фильтрами, обеспечивающими тонкость очистки топлива и масла, предусмотренную штатными для двигателя средствами.

      739. При указанных испытаниях двигателя должны быть установлены все предназначенные для этого двигателя регуляторы, если в требованиях к конкретным испытаниям не оговорено иное. Для определения характеристик двигателя все агрегаты, не предназначенные для непосредственного обслуживания двигателя, должны быть отключены и не должен производиться отбор воздуха из компрессора для удовлетворения самолетных нужд.

      740. Компоновка всех систем стенда (размеры и конфигурация трубопроводов, характеристики электрических проводов, схема фильтрации, емкости и другие) при испытаниях двигателя должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации двигателя, зависящих от этих элементов.
      Элементы настройки регуляторов должны быть отрегулированы перед каждым испытанием. Регулировка не должна изменяться до окончания данного испытания и выполнения всех проверок. Испытания двигателя, не имеющие целью определение основных данных и параметров двигателя, должны проводиться с установленными на нем самолетными агрегатами, загруженными в соответствии с программой испытаний; должны быть определены также потери, вызываемые затратой части мощности на привод агрегатов и отбор воздуха.

      741. В процессе 150-часовых испытаний разрешается только обслуживание и ремонт двигателя согласно Руководства по технической эксплуатации. Если в виде исключения, признано допустимым прибегнуть к значительному ремонту или замене деталей, то должны быть проведены дополнительные испытания. Содержание и условия этих дополнительных испытаний устанавливаются в зависимости от характера и объема проведенных ремонтных работ или замены деталей.
      Примечание. В тех случаях, когда внутри двигателя скапливаются пыль и грязь из окружающей испытательный стенд среды, может быть допущена промывка внутреннего тракта двигателя на некоторых этапах 150-часового испытания, но без разборки двигателя.

      742. Измеренные при испытаниях двигателя параметры (в том числе измеренное усилие с учетом поправки на влияние внутренней аэродинамики стенда), значения которых зависят от атмосферных условий, для сравнения с заявленными данными должны быть приведены к стандартной атмосфере (СА).

      743. Измеренные при испытаниях двигателя параметры следует приводить к стандартной атмосфере по следующим формулам:
      статическая тяга:
                                __  _  __  101,3
                       R io = R eci R PAO R TAO R d ------ ;
                                             P AO
            частота вращения:
                                   ________
                       n io = n eci n d V 288,15   ;
                                       T * AO
      часовой расход топлива:
                                    __  __   __       ________
                       G o.io = G o.eci G oPAO G oTAO G od 101,3 V 288,15   ;
                                                  P AO      T * AO
      расход воздуха:
                                    __  __   __       ________
                       G a.io = G a.eci G aPAO G aTAO G ad 101,3 V T* AO     ;
                                                  P AO   288,15
      температура:
                                  __  ___  __ 288,15
                       T * io = T * eci T * PAO T * TAO T * d ------- ;
                                               T * AO
      давление:
 
                                       __  ___  __  101,3
                       P io = P * eci P * PAO P * TAO P * d ------- ;
                                               P * AO
      Здесь индексы имеют следующие значения:
      "пр" - приведенные величины;
      "изм" - измеренные величины;
      "вх" - параметры на входе в двигатель (с учетом потерь во входном устройстве);
      " * " - параметры заторможенного потока.
      Коэффициенты влияния R, n, G o , G a , T * e P *   и с соответствующими индексами Р * AO , T * AO и d определяются экспериментально-расчетным способом.
      Примечание. При испытаниях с самолетным воздухозаборником или его имитатором измеренные величины приводятся к стандартной атмосфере по параметрам на входе в воздухозаборник.

      744. Измеренные при испытаниях турбовинтового двигателя величины приводятся к условиям стандартной атмосферы. Величину мощности воздушного винта следует приводить к условиям стандартной атмосферы по следующей формуле:
 
                                          __  __   __       ________
                       N a.io = N a.eci N aPAO N aTAO N ad 101,3 V 288,15   ,
                                                  P AO      T * AO
      приведенную эквивалентную мощность турбовинтового двигателя следует определять по формуле:
                       N экв.пр = N в.пр + kR пр ,
      где, к - коэффициент пересчета тяги в мощность, принимаемый для взлетной мощности равной 68,2;
      R пр - приведенная тяга (кН);
      N - мощность (кВт).

      745. Различия в типах двигателей, системах их регулирования и конструкциях стендов могут внести коррективы в методику приведения измеренных величин к условиям стандартной атмосферы.
      Для приведения могут быть также использованы номограммы или графики приведения, рассчитанные и построенные с учетом типов двигателей, систем их регулирования и конструкций стендов.

      746. Если в результате любого из испытаний или в результате проведенного модифицирования в конструкцию вводится какое-либо изменение, то все уже законченные испытания, на которые может повлиять введенное изменение, должны быть повторены.

      747. По завершении специальных испытаний, регламентируемых пунктом 748, двигатели, на которых они проводились, и их агрегаты, относящиеся к этим испытаниям, должны быть подвергнуты дефектации в объеме, указанном в программе или методике испытаний.

117. Специальные стендовые испытания

      748. Двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие специальные испытания:
      1) по проверке корпусов двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность;
      2) по определению вибрационных характеристик двигателя;
      3) по проверке работоспособности двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания");
      4) по проверке двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости;
      5) по определению последствий разрушения лопаток компрессора и турбины и проверке прочности лопаток вентилятора;
      6) по проверке эффективности противообледенительной системы;
      7) по проверке пусковых свойств двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха;
      8) по проверке работоспособности двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов (птиц, воды, кусков льда и града);
      9) по проверке роторов двигателя на прочность;
      10) по проверке роторов при повышенной температуре газа перед;
      11) по проверке работоспособности турбовинтового двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте;
      12) по проверке топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя;
      13) по проверке работоспособности двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора;
      14) по проверке работы двигателя с имитацией режима авторотации;
      15) по проверке прочности редукторов;
      16) по проверке прочности валов двигателя;
      17) по проверке работы двигателя при обдуве воздушным потоком;
      18) по проверке высотного запуска двигателя в термобарокамере;
      19) по проверке средств защиты двигателя при помпаже;
      20) по проверке системы защиты от перегрева турбины;
      21) по термометрированию основных элементов конструкции двигателя;
      22) по проверке элементов гидравлических и пневматических коммуникаций двигателя на герметичность и прочность;
      23) по проверке работоспособности камеры сгорания двигателя;
      24) по определению характеристик масляной системы двигателя (редуктора);
      25) по определению высотно-скоростных характеристик двигателя;
      26) по проверке подшипниковых опор роторов двигателя;
      27) по проверке уровня контролепригодности двигателя.
      Все испытания должны проводиться по программам, разработанным для каждого конкретного двигателя, и могут выполняться как на двигателе, предъявленном на 150-часовые испытания, так и на другом экземпляре двигателя.

      749. Проверка корпусов двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность.
      Должны быть проведены статические испытания корпусов двигателя с целью проверки прочности, жесткости и несущей способности их элементов при эксплуатационных нагрузках.
      Статические испытания корпусов проводятся:
      1) при воздействии эксплуатационных нагрузок в расчетном случае;
      2) до разрушения или при воздействии эксплуатационных нагрузок, увеличенных на соответствующие коэффициенты запаса прочности.
      При испытаниях должны быть учтены и воспроизведены эксплуатационные нагрузки, действующие на корпус двигателя как в результате работы самого двигателя (тяга, осевые силы, крутящие моменты от воздействия газового потока, силы от температурного расширения деталей), так и вследствие эволюции ВС (инерционные нагрузки, гироскопические моменты).
      При необходимости производится нагрев отдельных наиболее ответственных узлов, работающих в эксплуатации в условиях повышенных температур.
      Методика испытаний, включающая способы и места приложения нагрузок, время их воздействия, величины коэффициентов запаса прочности и схему измерения деформаций и перемещений, должна быть составлена в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации двигателя.
      Корпусные узлы двигателя с высокой степенью повышения полного давления воздуха в компрессоре (п * е > 20), подвергающиеся в эксплуатации действию больших статических давлений, должны испытываться для проверки прочности, жесткости и несущей способности под давлением, превышающим максимальное рабочее давление.
      Перечень узлов, подвергающихся испытаниям, методика испытаний, величины коэффициентов запаса прочности, а также способы имитации распределения реально действующих нагружений выбираются в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации двигателя.
      Корпусные элементы двигателя, которые нагружены давлением воздуха, газа или жидкости и испытывают нагрузки циклического характера, должны пройти эквивалентно-циклические испытания. При этом циклы нагружений корпусных элементов двигателя должны выбираться с учетом напряжений и нагрева в ожидаемых условиях эксплуатации. Количество циклов нагружений с наиболее неблагоприятным сочетанием напряжений и нагрева, возможное в условиях эксплуатации за ресурс, определяется программой испытаний.
      Примечание. Допускается проведение эквивалентно-циклического испытания при пониженной температуре с увеличенным перепадом давления, величина которого определяется с учетом изменения механических свойств материала элементов в зависимости от температуры.
      Если корпусной элемент подвергается дополнительным статическим или переменным нагрузкам, кроме нагрузок от давления, то должен быть проведен анализ этих нагрузок.
      Если их влияние, цененное расчетным путем, мало, то допускается имитировать их действие увеличением перепада давления. Если нагрузки существенны или не могут в достаточной мере быть компенсированы увеличением давления, то испытание должно быть проведено с воспроизведением этих нагрузок.
      Испытания могут проводиться как на двигателе в целом, так и на отдельном корпусе двигателя, снабженном всеми ступенями направляющих аппаратов компрессора и сопловых аппаратов турбины в сборке с ложным ротором (роторами). Крепление двигателя или отдельного корпуса на испытательном стенде должно осуществляться аналогично самолетному.

      750. Определение вибрационных характеристик двигателя.
      Исследование вибрационного состояния двигателя, его узлов и деталей должно показать отсутствие опасных по условиям прочности вибраций во всем диапазоне рабочих режимов.
      Перечень узлов и деталей двигателя, вибрационные характеристики которых подлежат определению, а также объем исследований устанавливаются программой.
      Для многовальных двигателей часть испытаний по определению вибрационных характеристик внутренних каскадов может быть выполнена в системе однокаскадного газогенератора с последующей выборочной проверкой отдельных ступеней с наибольшими вибрационными напряжениями в системе двигателя полной компоновки. Для турбовинтового двигателя должны быть проведены испытания по определению влияния воздушного винта на вибрационные характеристики двигателя.
      Вибрационные характеристики следует определять методами вибрографирования, тензометрирования, а также другими приемлемыми методами.
      Исследования должны быть проведены во всем диапазоне частот вращения от малого газа до максимальной частоты вращения. При обнаружении резонансных режимов вблизи максимальной частоты вращения исследования должны проводиться до частоты вращения, превышающей максимальную на величину, указанную в программе испытаний.
      Вибрационные напряжения в рабочих лопатках компрессора и турбины следует определять при всех видах колебаний. Если отсутствуют очевидные доказательства устойчивости рабочих лопаток компрессора к автоколебаниям во всем диапазоне эксплуатационных режимов работы двигателя, то для получения таких доказательств должно быть проведено соответствующее испытание двигателя с тензометрированием рабочих лопаток.
      Обязательному тензометрированию подлежат:
      1) рабочие лопатки всех ступеней компрессора и турбины;
      2) лопатки направляющих аппаратов всех ступеней компрессора;
      3) диски турбины и компрессора;
      4) топливные, масляные и другие трубопроводы двигателя;
      5) валы роторов и воздушных винтов.
      Примечание. Объем тензометрирования может быть уменьшен, если специальными испытаниями, опытом доводки, расчетами, тензометрированием прототипов и т.п. показан допустимый, по условиям прочности, уровень вибрационных напряжений лопаток, дисков, трубопроводов, валов и роторов.
      Тензометрированием должно быть определено влияние на уровень вибрационных напряжений следующих факторов:
      1) в рабочих лопатках компрессора:
      наибольших, ожидаемых в эксплуатации, неравномерностей полей полных давлений воздуха на входе в двигатель (для первых двух ступеней);
      высотно-скоростных условий полета (для ступеней, установленных программой);
      воздействия средств механизации (регулируемые направляющие аппараты, перепуски воздуха) и отбора воздуха на нужды двигателя и ВС;
      2) в рабочих лопатках турбины:
      окружной неравномерности температуры газа перед турбиной и ее изменений при отборах воздуха из компрессора;
      действия реверсивного устройства (для последних ступеней);
      высотно-скоростных условий полета (для ступеней, у которых степень понижения полного давления газа в эксплуатационных условиях более чем на 10% превышает степень понижения полного давления газа в условиях Н = 0, М = 0).
      Примечание 1. Окружная неравномерность газа перед турбиной может оцениваться по окружной неравномерности газа за турбиной.
      Примечание 2. Способы имитации работы ступени турбины в высотно-скоростных условиях и способы оценки окружной неравномерности температуры газа перед турбиной должны быть указаны в программе испытаний.
      Если в результате анализа будет выявлена возможность одновременного влияния нескольких факторов на вибрационные напряжения в лопатках, то должно быть проведено тензометрирование для определения влияния сочетания этих факторов.

      751. Если в результате определения вибрационных характеристик двигателя в диапазоне рабочих частот вращения будут обнаружены вибрации повышенного уровня, то достаточная вибрационная прочность должна быть подтверждена:
      1) дополнительным объемом испытаний;
      2) резонансными испытаниями;
      3) другими данными, полученными приемлемыми методами.

      752. Тензометрированием должно быть подтверждено, что у бандажированных лопаток компрессора и турбины вибрационные напряжения в лопатках не возрастают до недопустимого по условиям прочности уровня в связи с частичной потерей натяга по полкам в процессе длительной наработки, если не представлены данные о сохранении натяга в пределах ресурса.

      753. Проверка работоспособности двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания").

      754. "Горячие испытания" необходимо проводить, если в ожидаемых условиях эксплуатации максимальные значения температуры газа более чем на 20 о С и частоты вращения двигателя более чем на 2,5 с -1 (или более чем на 1,5% от частоты вращения на взлетном режиме - в зависимости от того, что больше) могут превышать их значения на взлетном режиме, полученные в ходе 150-часовых стендовых испытаний.
      Примечание. При проведении "горячих испытаний" внешняя обвязка двигателя и компоновка его агрегатов могут отличаться от двигателя для 150-часовых стендовых испытаний.

      755. Длительность "горячих испытаний" должна составлять не менее 75 часов, а суммарная наработка при максимальных возможных в эксплуатации температуре газа и частоте вращения должна быть равной суммарной наработке на взлетном режиме, установленной для 150-часовых стендовых испытаний данного двигателя.

      756. Максимальные возможные в эксплуатации значения температуры газа и частот вращения роторов следует определять по расчетным высотноскоростным характеристикам двигателя с учетом температуры наружного воздуха, допусков на расход топлива, требуемого отбора воздуха на самолетные нужды, высоты расположения аэродромов, возможной неравномерности потока воздуха на входе в двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации и т.п.

      757. Средства достижения требуемых параметров двигателя должны быть указаны в программе испытаний. Для воспроизведения наиболее неблагоприятного распределения в высотных условиях температуры газа и степени понижения полного давления газа в ступенях турбины могут применяться технологические сопла, сопловые аппараты с изменяемой площадью проходного сечения и другие средства, а также такие способы, как подогрев воздуха на входе, перепуск части воздуха, используемого для самолетных нужд, дросселирование воздуха на входе, испытание двигателя с гидротормозом (для турбовинтового двигателя или двигателя со свободной турбиной) или с воздушным винтом (для турбовинтового двигателя) и т.п. Воспроизведение натурной степени понижения полного давления обязательно для тех ступеней турбины, для которых в эксплуатационных условиях степень понижения полного давления более чем на 10% превышает ее значение в условиях Н = 0, М = 0.

      758. Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если:
      1) подтверждена работоспособность "горячей" части двигателя (камеры сгорания, турбины, реактивного сопла и других) с системами и агрегатами этих элементов в течение времени, установленного программой испытаний;
      2) установлено соответствие расчетным величинам полученных при испытаниях максимальных значений температуры газа перед турбиной и частоты вращения.

      759. Проверка двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости.
      Испытаниями на установившихся режимах и при переменных процессах (приемистость, сброс газа, встречная приемистость и т.п.) должно быть показано, что в компрессоре (компрессорах) двигателя не возникает помпаж в ожидаемых условиях эксплуатации и обеспечивается достаточный запас газодинамической устойчивости.
      Проверку достаточности запасов газодинамической устойчивости компрессора следует проводить при стендовых испытаниях двигателя и, в случае необходимости, на высотном стенде с имитацией высотно-скоростных условий. Проверка должна осуществляться путем создания на входе в компрессор неоднородности потока, свойственной наиболее неблагоприятным ожидаемым условиям эксплуатации, с одновременным воздействием на регулируемые элементы двигателя (например, площадь реактивного сопла, угол установки поворотных аппаратов, топливорегулирующую аппаратуру).
      В случае необходимости двигатель должен подвергаться стендовым испытаниям в компоновке с натурным воздухозаборником и прилегающими элементами ВС.
      Проходные сечения сопловых аппаратов турбины и настройка автоматики двигателя для данных испытаний должны быть подобраны такими, чтобы обеспечить наименьшую величину запаса газодинамической устойчивости, допустимую для серийных двигателей. Закон регулирования компрессора и двигателя в этих испытаниях следует выдерживать в соответствии с заданной программой.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если:
      1) обеспечивается устойчивая работа двигателя при реализации всех процессов, предусмотренных для ожидаемых условий эксплуатации и в соответствующем диапазоне режимов с имитированным уровнем входных возмущений;
      2) подтверждена работоспособность двигателя после имитации нарушения газодинамической устойчивости.

      760. Определение последствий разрушения лопаток компрессора и турбины и проверка прочности лопаток вентилятора.
      Испытанием должно быть показано, что оборвавшаяся лопатка компрессора или турбины удерживается корпусами двигателя, а вторичные эффекты, вызванные ее обрывом, не приводят к отказам с опасными последствиями. Это должно быть показано одним из следующих способов:
      1) специальными испытаниями двигателя по проверке непробиваемости корпусов оборвавшейся лопаткой и отсутствия опасных последствий от вторичных явлений, вызванных разрушением лопатки;
      2) на основании информации о последствиях обрывов лопаток, получаемой:
      при стендовой доводке и летных испытаниях данного двигателя или
      при стендовой доводке, летных испытаниях и эксплуатации других двигателей, рабочие лопатки, корпуса и роторы которых сравнимы с соответствующими деталями рассматриваемого двигателя по конструкции, способу изготовления, окружной скорости и промежутку времени, потребному для остановки, а также другим характеристикам.
      Испытаниям должен предшествовать анализ с целью определения:
      1) наиболее критической ступени компрессора или турбины как с точки зрения возможности обрыва лопатки, так и возможных повреждений двигателя неуравновешенной силой, возникшей в результате обрыва лопатки;
      2) максимального возможного в эксплуатации времени, потребного для выключения двигателя после обрыва лопатки.
      Испытания должны проводиться на полностью собранном двигателе. Допускается проведение испытаний отдельной ступени с относящимися к ней частями статора или отдельной части двигателя при:
      1) имитации условий работы в системе двигателя (давления, температуры воздуха или газа);
      2) доказательстве отсутствия опасных последствий в случае обрыва других лопаток;
      3) возможности перенесения результатов по воздействию неуравновешенных сил на двигатель в его полной компоновке.
      Невозможность выполнения требуемых условий по температуре и давлению в отдельных случаях допускается компенсировать соответствующим увеличением частоты вращения ступени.
      При испытаниях от рабочего колеса компрессора или турбины должна отделяться одна лопатка в корневом сечении при максимальной возможной в эксплуатации частоте вращения.
      Двигатель после обрыва лопатки должен проработать при неизменном положении рычагов управления двигателями в течение периода времени, установленного анализом, но не менее 15 секунд, или до самовыключения.
      После испытаний допускается полная потеря тяги (мощности). Результаты испытаний должны свидетельствовать об отсутствии отказов с опасными последствиями ори обрыве лопатки.
      Для проверки прочности лопаток вентилятора должны быть проведены испытания, имеющие целью показать, что:
      1) профильная часть и замковое соединение лопаток имеют приемлемые по условиям прочности запасы по частоте вращения относительно максимальной частоты вращения;
      2) полочное бандажирование рабочих лопаток таково, что процесс износа контактных поверхностей полок, повреждение лопаточного венца посторонними предметами, а также повышенные механические и тепловые нагрузки, возникшие в результате повреждения двигателя, не приводят к рассоединению стыков бандажа или потере натяга в нем, в результате которых возможно опасное по условиям прочности возрастание вибрационных напряжений в лопатках.
      Соответствие двигателя следует устанавливать на основании анализа результатов:
      1) стендовых длительных и эквивалентно-циклических испытаний;
      2) специальных испытаний;
      3) эксплуатации других двигателей, имеющих бандажированные лопатки, которые сравнимы по условиям работы, конструкции и размерам пера и бандажа, материалу, способу изготовления, значениям усилий по контактным поверхностям полок и т.п.;
      4) других данных, полученных приемлемыми методами.

      761. Проверка эффективности противообледенительной системы.
      Специальные стендовые испытания по проверке эффективности противообледенительной системы двигателя должны проводиться при температуре атмосферного воздуха и искусственных условиях обледенения, кроме точки с температурой минус 40 о С.
      Испытания должны проводиться на двигателе, оборудованном стендовым воздухозаборником и имеющем конструкцию противообледенительной системы двигателя, предъявляемого на 150-часовые стендовые испытания.
      Эффективность работы противообледенительной системы на двигателе должна быть проверена на следующих режимах его работы:
      1) земном малом газе;
      2) полетном малом газе;
      3) промежуточных установившихся, указанных в программе;
      4) взлетном.
      Стендовые испытания противообледенительной системы следует проводить с охватом диапазона температур 0 о С - минус 30 о С. При этом экспериментальные точки могут получаться в следующих интервалах фактических температур окружающего воздуха (в о С): 0 о - минус 5 о ; минус 7 о - минус 15 о ; минус 15 о - минус 25 о ; минус 25 о - минус 30 о .
      Соответствие противообледенительной системы заданным требованиям подтверждается до величины минимальной температуры, полученной в ходе испытаний. Для каждой фактической температуры воздуха водность следует устанавливать по кривой водности, построенной по данным таблицы 6.
      Продолжительность испытания с работающей противообледенительной системы двигателя в земных условиях на каждом из режимов, должна составлять:
      1) 30 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 454;
      2) 5 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 455.
      Время испытаний не должно превышать времени непрерывной работы, указанного для данного режима в Руководстве по технической эксплуатации.
      Примечание: Порядок и последовательность выполнения должны указываться в программе испытаний. Допускается проведение нескольких испытаний, каждое из которых проводится при постоянной водности, установленной для температур.
      После окончания проверок на режимах земного и полетного малого газа в диапазоне температур от минус 10 о С до 0 о С и при величине водности, должна быть произведена проверка приемистости до взлетного режима. Количество проверок приемистости должно быть указано в программе испытаний.
      Проверка работоспособности двигателя при запаздывании включения противообледенительной системы двигателя и ПОС воздухозаборника должна проводиться при стендовых испытаниях на режиме полетного малого газа и других установившихся промежуточных режимах, предусмотренных программой, в условиях обледенения.
      Запаздывание включения указанных противообледенительных систем относительно момента срабатывания штатных сигнализаторов обледенения должно составлять одну минуту.
      Проверка эффективности противообледенительной системы двигателя должна проводиться с устройством, обеспечивающим отбор воздуха на нужды противообледенительной системы двигателя с одновременной имитацией расхода воздуха, потребного для работы противообледенительной системы воздухозаборника.
      Во время испытаний по оценке эффективности противообледенительной системы двигателя все устройства по отбору воздуха (газа), использование которых разрешается при включении противообледенительной системы двигателя, должны находиться в наиболее неблагоприятном для работы двигателя положении. Должно быть подтверждено, что другие возможные положения устройств по отбору воздуха (газа) не приводят к появлению неисправностей в работе двигателя.

      762. Проверка пусковых свойств двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха.
      Электрическая часть системы запуска, число и типы агрегатов, предназначенных для обслуживания нужд ВС, а также источники питания пускового устройства при испытаниях должны соответствовать указанным в технической документации на двигатель. При необходимости допускается имитация источников питания.
      Специальные испытания по проверке пусковых свойств двигателя и проверке надежности запуска должны проводиться в диапазоне условий и при соответствующих температурах топлива и масла. Эти испытания могут проводиться в естественных условиях или в термокамере.
      Из общего количества запусков, предусмотренных условиями испытаний, должно быть выполнено при минимальной заявленной температуре масла на входе в двигатель не менее двух нормальных запусков и двух ложных запусков с последующим (после каждого ложного запуска) нормальным запуском (после истечения установленного периода времени дренирования топлива).
      Примечание 1. В случае применения электрического стартера нормальные запуски должны быть проверены при минимальном заявленном напряжении, а ложные запуски - при максимальном заявленном напряжении электрического тока.
      Примечание 2. В случае применения воздушного стартера нормальные запуски должны быть выполнены при минимальном заявленном давлении воздуха, а ложные запуски - при максимальном заявленном давлении воздуха на входе в пусковое устройство.
      Испытаниями по проверке запуска в условиях должны быть показаны:
      1) достаточная надежность работы системы запуска двигателя, как от бортовых, так и от аэродромных источников питания (от запущенного двигателя, вспомогательного газотурбинного двигателя, наземной пусковой установки) с учетом возможных крайних отклонений в параметрах источников питания;
      2) достаточность единой регулировки топливной аппаратуры двигателя для обеспечения запуска.
      Примечание. При проверке запуска с единой регулировкой двигателя должна быть подтверждена возможность нормального запуска двигателя при расходах топлива, определяемых техническими условиями на топливорегулирующую аппаратуру.

      763. Проверка работоспособности двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов (птиц, воды, кусков льда и града).
      Должно быть показано, что:
      1) повреждения, полученные двигателем в результате попадания в воздухозаборник одной крупной птицы, не вызывают отказов с опасными последствиями (полная потеря тяги или мощности в данном случае не рассматривается как опасное последствие);
      2) последствия попадания в воздухозаборник нескольких птиц среднего размера и мелких являются допустимыми в соответствии с таблицей 12. Если двигатель оборудован защитными устройствами для предохранения от попадания в него посторонних предметов, то эти устройства при испытаниях должны находиться в рабочем положении.
      Условия испытаний в подтверждение указаны в таблице 12. Удовлетворение требованиям должно быть подтверждено следующими способами:
      1) испытанием на неработающем или работающем двигателе, при котором крупная птица попадает в наиболее опасную по последствиям разрушения неподвижную деталь проточной части на входе двигателя (лопатку входного направляющего аппарата, корпус переднего подшипника и т.п.).
      Это испытание может не проводиться, если доказано, что поломка неподвижной детали проточной части двигателя не приводит к последствиям, более тяжелым, чем поломка, получающаяся в результате попадания крупной птицы во вращающуюся деталь ротора;
      2) испытанием, при котором крупная птица попадает во вращающуюся деталь ротора двигателя, работающего на взлетном режиме.
      Условия испытаний в подтверждение указаны в таблице 12. Удовлетворение требованиям должно быть подтверждено одним из следующих способов:
      1) наработкой двигателя после заброса птиц на максимальном продолжительном режиме в течение времени, установленного программой;
      2) тензометрированием рабочих лопаток передних ступеней компрессора после заброса птиц с целью показа, что возможные повреждения двигателя не вызвали в лопатках недопустимого по условиям прочности повышения вибрационных напряжений.
      Если после забрасывания средних и мелких птиц потеря тяги (мощности) составляет более 25% или обнаружены повреждения двигателя, которые могут привести к отказам с опасными последствиями, то должны быть разработаны необходимые конструктивные средства и проведена проверка эффективности этих средств повторением соответствующих испытаний.
      Испытания с имитацией попаданий в двигатель дождевой воды, кусков льда и града должны показать, что они не вызывают:
      1) механических повреждений конструкции двигателя, которые могут привести к заклиниванию ротора (например, из-за уменьшения зазоров между ротором и статором);
      2) немедленного или последующего ухудшения технических характеристик, которое может привести к заглоханию двигателя;
      3) повышения температуры газа по сравнению с допустимым по техническим условиям;
      4) недопустимого по техническим условиям ухудшения тяговых характеристик двигателя.
      При наличии указанных последствий от попадания в двигатель воды, льда или града, которые могут оказаться опасными в случае одновременного возникновения на нескольких двигателях ВС, необходимы разработка и применение соответствующих конструктивных средств с последующим экспериментальным подтверждением их эффективности.
      Количество воды, подаваемой в воздухозаборник двигателя, должно соответствовать ее содержанию в 1 м 3 воздуха, поступающего в двигатель во время дождя. Продолжительность и условия испытаний устанавливаются программой с учетом вероятной наработки двигателя в условиях полета при наличии осадков в атмосфере.
      Режимы работы двигателя, размеры и количество кусков льда и градин, периодичность их забрасывания выбираются согласно таблицы 12.
      Компоновка двигателя для данных испытаний должна соответствовать его компоновке для 150-часовых стендовых испытаний по следующим элементам:
      1) по конструкции передней опоры и входного направляющего аппарата;
      2) по конструкции лопаток вентиляторной ступени и ступеней компрессоров высокого и низкого давления;
      3) по величинам осевых и радиальных зазоров между статорными и роторными деталями проточной части газовоздушного тракта (если величины указанных зазоров влияют на проверяемые характеристики двигателя).
      Примечание 1. После забрасывания любых предметов в работающий двигатель последний может быть остановлен для осмотра, прежде чем будет продолжена его работа в течение требующегося времени.
      Примечание 2. Допускается проведение всех испытаний на одном экземпляре двигателя. В этом случае после забрасывания в двигатель предметов может производиться необходимый мелкий ремонт (рихтовка, зачистка и т.д.).

      764. Проверка роторов двигателя на прочность.
      Для каждого ротора двигателя должны быть определены расчетные величины запасов статической прочности энергоемких элементов (например, дисков, барабанов, проставок, цапф) по измеренным их температурам на наиболее тяжелых режимах. Достаточность величин запасов прочности оценивается на основании имеющегося опыта эксплуатации двигателей аналогичных конструкций.
      Испытания роторов на статическую прочность должны проводиться в следующих случаях:
      1) при недостаточных величинах запасов прочности;
      2) для принципиально новых конструкций, материалов и технологии изготовления или при отсутствии надежной методики расчетной оценки.
      Примечание. Если испытаниям подлежат отдельные диски, разрешается испытание только этих дисков при воспроизведении условий их сопряжения с примыкающими деталями и нагружения в роторе.
      Каждый из роторов двигателя следует испытывать отдельно в течение 5 минут в наиболее тяжелых с точки зрения прочности условиях, указанных ниже, в зависимости от того, какие из них тяжелее:
      1) при частоте вращения ротора, равной 120% от максимального значения. Максимальные значения частоты вращения и температуры испытуемых деталей должны соответствовать наиболее неблагоприятным условиям, возможным в эксплуатации, согласно Руководства по технической эксплуатации;
      2) при частоте вращения ротора, равной 105% от наибольшей, которая может быть при отказе какого-либо элемента или системы двигателя, вызывающем увеличение частоты вращения.
      Температуры деталей при испытании должны в этом случае соответствовать наиболее неблагоприятных из возможных при указанных отказах. Частоты вращения, указанные в данном пункте, относятся к минимальным допустимым прочностным характеристикам материала и размерам (в пределах допусков) испытуемых деталей.
      При испытаниях деталей с отличными от указанных характеристиками должна вноситься соответствующая поправка в частоту вращения и длительность испытаний в сторону их повышения. В этом случае должны быть представлены данные по фактическому рассеянию характеристик.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если не наблюдалось случаев разрушения роторов.
      Приемлемыми следует считать следующие виды испытаний:
      1) испытания ротора в составе двигателя. В этом случае допускается снижение частоты, вращения ротора до 115%;
      2) испытания полноразмерного ротора на разгонном стенде с нагревом и частотой вращения;
      3) испытания полноразмерного ротора на разгонном стенде без нагрева или при условиях нагрева, отличных от указанных. В данном случае запас статической прочности должен определяться расчетным путем (пересчетом данных, полученных при испытаниях без нагрева, на условия).
      Проверка ротора и отдельных его деталей на малоцикловую усталость и длительную прочность должна производиться на двигателе или на специально оборудованном разгонном стенде по программам эквивалентно-циклических испытаний.

      765. Проверка роторов при повышенной температуре газа перед турбиной.
      Проверка роторов должна производиться испытанием в течение 5 минут при частоте вращения, соответствующей взлетному режиму, и при температуре газа перед турбиной, превышающей не менее чем на 45 о С максимальную температуру на взлетном режиме для ожидаемых условий эксплуатации. После испытания состояние деталей роторов двигателя должно подтвердить пригодность их для дальнейшего использования.
      У двигателя, имеющего более одного ротора, каждый ротор должен пройти проверку при соответствующей температуре, превышающей разрешенную температуру газа перед турбиной. Данное испытание может быть заменено испытанием или совмещено с ним, если будет показано, что условия этого испытания по воздействию температурных и временных факторов на горячие детали турбины более жестки или, по крайней мере, эквивалентны указанным условиям.

      766. Проверка работоспособности турбовинтового двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте.
      Турбовинтовой двигатель со свободной турбиной должен пройти испытания либо при максимальном допустимом крутящем моменте на валу свободной турбины, либо при крутящем моменте, превышающем на 3% максимальный заявленный крутящий момент (в зависимости от того, какой больше).
      Испытания при повышенном крутящем моменте могут проводиться как часть 150-часовых испытаний, регламентируемых или как специальное стендовое испытание.
      Испытания можно не проводить, если представлены доказательства, полученные из других экспериментов, заменяющих эти испытания. Такие доказательства могут быть получены из результатов испытаний двигателя в целом или равноценных им испытаний отдельных групп его элементов.
      Испытания должны проводиться на стенде с тормозным устройством или совместно с соответствующим воздушным винтом при частоте вращения взлетного режима.
      Если при частоте вращения, соответствующей взлетному режиму, не достигается повышенной крутящий момент, то испытания следует проводить при той частоте вращения, при которой возможно получение такого крутящего момента.
      Температура газа на входе в свободную турбину должна быть равной максимальной для взлетного режима, а температура масла на входе в двигатель должна быть установлена исходя из наиболее тяжелых условий работы подшипников свободной турбины.
      Испытания при повышенном крутящем моменте должны состоять из:
      1) непрерывной работы двигателя на режиме, соответствующем примерно 0,75 взлетной мощности, в течение 5 минут;
      2) работы двигателя (непрерывными циклами продолжительностью не менее 3 минут каждый) на одном из режимов в течение 15 минут.
      Кроме параметров при испытаниях должна измеряться температура подшипников свободной турбины.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если дефектация деталей после испытаний двигателя свидетельствует о пригодности их для дальнейшего использования.

      767. Проверка топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя.
      Должны быть проведены испытания, подтверждающие работоспособность топливной системы двигателя при указанных в технической документации тонкости очистки, максимальных и минимальных давлениях и температурах топлива на входе в двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации. Должно быть показано также, что работоспособность топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя сохраняется при отсутствии очистки топлива в топливном фильтре в течение времени, равного не менее половины максимальной продолжительности полета по типовому профилю. Все испытания могут проводиться на отдельных элементах (агрегатах), системах или на двигателе.
      Если условия 150-часовых стендовых испытаний не обеспечивают проверки некоторых функций системы автоматического регулирования двигателя, например, ограничение раскрутки ротора свободной турбины, крутящего момента, температуры газа, то должны быть проведены дополнительные специальные испытания, показывающие, что системы автоматического регулирования удовлетворительно выполняет и эти функции.
      Должно быть показано, что агрегаты топливной системы и системы автоматического регулирования обеспечивают поддержание заданных в технической документации установившихся режимов двигателя и переход с одного режима на другой без недопустимого превышения, колебания или провала регулируемых параметров, определяющих работоспособность двигателя.
      Должна быть проверена работоспособность агрегатов топливной системы и системы автоматического регулирования при имитации особых случаев эксплуатации, включающих:
      1) минимальное возможное давление топлива на входе (например, при имитации выключения подкачивающих насосов). Работа двигателя должна быть проверена с имитацией полетного цикла;
      2) переключение с одного источника питания на другой.
      Ограничители температуры газа и других параметров двигателя могут проверяться при имитации сигнала превышения параметра. Длительность проверки работы ограничителей должна соответствовать возможной длительности действия этих ограничителей в полетном цикле согласно технической документации.
      Испытания должны подтвердить стабильность срабатывания ограничителей.
      Специальными испытаниями должна быть подтверждена работоспособность агрегатов топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя на основном и резервном топливах. При испытаниях должны быть подтверждены:
      1) отсутствие необходимости перерегулировки агрегатов при изменении температуры окружающей среды в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) достаточность диапазона регулировки элементов в агрегатах топливной системы и системы автоматического регулирования при переходе с основного топлива на резервное.
      Должно быть показано, что в элементах топливной системы и системы автоматического регулирования двигателя не возникает кавитационная эрозия, препятствующая нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации в течение ресурса.
      При испытаниях должны быть воспроизведены наиболее критические условия, способствующие возникновению кавитационной эрозии в насосах или других элементах систем, где такая эрозия возможна.
      Должно быть проверено соответствие дренажных устройств с оценкой достаточности объема дренажной емкости для сливаемого топлива и правильности функционирования системы автоматического опорожнения и возврата топлива.

      768. Проверка работоспособности двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора.
      Для подтверждения работоспособности двигателя в случае возможного в эксплуатации кратковременного превышения заявленной максимальной частоты вращения ротора должны быть проведены специальные испытания при частоте вращения, составляющей 103% от максимальной частоты вращения.
      Суммарная наработка на режиме с такой частотой вращения (103%) должна составлять 15 минут циклами по 3 минуты непрерывно, с выдержкой между циклами в течение 2,5 минут на режиме малого газа.
      Примечание. У двухконтурных двигателей испытания ротора высокого давления могут не проводиться, если показано, что превышение его максимальной частоты вращения в условиях эксплуатации маловероятно.
      Испытания должны проводиться при максимальной допустимой в эксплуатации температуре газа перед турбиной и максимальной температуре входящего в двигатель масла. Для получения необходимой температуры газа перед турбиной допускается изменять, например, площадь сечения реактивного сопла или соплового аппарата свободной турбины. Если вследствие ограничений по расходу топлива необходимая частота вращения получается не при максимальной температуре газа перед турбиной, то испытания должны проводиться при самой высокой возможной температуре газа перед турбиной, обеспечивающей необходимую для испытаний частоту вращения.
      Для двигателей различных типов или имеющих различные законы регулирования необходимое превышение максимальной частоты вращения может быть обеспечено одним из следующих способов:
      1) если двигатель имеет несколько роторов и достижение требуемой частоты вращения одновременно на каждом роторе невозможно или затруднительно, то максимальная частота вращения должна быть установлена для каждого ротора в отдельности;
      2) для двигателя, у которого частота вращения ротора на всех режимах поддерживается постоянной, испытание должно быть проведено при частоте вращения, составляющей 103% от этой постоянной частоты вращения;
      3) если испытание проводится при низкой температуре воздуха на входе, то требуемая частота вращения ротора (роторов) может быть получена путем дросселирования воздуха на входе. При этом для высотных турбовинтовых двигателях, у которых температура газа перед турбиной на взлетном режиме ниже максимально допустимой, получение частоты вращения ротора, равной 103% от максимальной частоты вращения, может быть достигнуто повышением температуры газа перед турбиной без снижения загрузки воздушного винта.
      Примечание. При этом температура газа не должна превышать ее максимального допустимого значения;
      4) для двигателя со свободной турбиной последняя должна работать при частоте вращения, составляющей не менее 103% от частоты вращения на взлегном или другом режиме с наибольшей частотой вращения ротора свободной турбины;
      5) в случае невозможности достижения для каждого ротора требуемой частоты вращения одним из указанных способов допускается применение других способов, указанных в программе испытаний;
      6) если для двигателя с впрыском охлаждающей жидкости на взлетном режиме частота вращения отличается от частоты вращения без впрыска жидкости, то испытания должны проводиться с превышением более высокой из них.
      Результаты данных испытаний оцениваются положительно, если показано, что:
      1) при превышении максимальной частоты вращения ротора (роторов) отсутствуют предпосылки к отказам с опасными последствиями;
      2) дефектация деталей двигателя, прошедшего испытание, свидетельствует о возможности их дальнейшей эксплуатации.

      769. Проверка работы двигателя с имитацией режима авторотации.
      Для подтверждения сохранения работоспособности двигателя после непредвиденного выключения его в полете должно быть проведено испытание при максимальной возможной в эксплуатации частоте вращения авторотации, при отказе в подаче масла в двигатель в течение установленного периода времени.
      Испытание на режиме авторотации должно проводиться в течение времени, требующегося для завершения полета ВС с одним выключенным двигателем с половины длины предполагаемого типичного маршрута, или до момента заклинивания ротора.
      Результаты испытания следует считать удовлетворительными, если длительная авторотация не приводит к отказам с опасными последствиями.
      Примечание. Заклинивание ротора (роторов) не относится к опасным последствиям.

      770. Проверка прочности редукторов.
      Испытаниями должна быть проверена прочность элементов редукторов воздушного винта (для турбовинтового двигателя), пускового устройства, коробки приводов агрегатов, поломка которых может привести к отказам с опасными последствиями. Проверка прочности элементов редуктора (зубчатых передач, валов, шлицевых соединений, муфт и т.п.) должна проводиться при максимальной мощности воздушного винта (для редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя), при максимальном крутящем моменте или другой наиболее критической нагрузке (для прочих редукторов).
      При испытаниях должно быть воспроизведено время действия указанных нагрузок в эксплуатации за ресурс.
      Для редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя приемлемым является испытание длительностью не менее 10% от ресурса, установленного для редуктора воздушного винта. Испытание должно проводиться этапами с наработкой по 5 часов на режиме максимальной мощности винта. При этом в каждом этапе должно содержаться 60 пятиминутных циклов непрерывной работы на режиме максимальной мощности винта, чередующихся с двухминутными циклами работы на режиме, соответствующем не менее 40% от максимальной мощности винта.
      Переход работы редуктора с каждого пятиминутного цикла на двухминутный и обратно должен осуществляться плавно в течение одной минуты.
      Испытание редуктора воздушного винта турбовинтового двигателя должно проводиться с тем воздушным винтом, с которым он будет эксплуатироваться.
      Примечание. Проверка прочности валов редуктора и примыкающих к нему валов воздушных винтов должна выполняться с учетом требований пункта 771 и пункта 1647.
      Прочность редукторов должна быть подтверждена удовлетворительными результатами:
      1) стендовых испытаний редукторов;
      2) 150-часовых стендовых испытаний двигателя с редуктором и воздушным винтом данного типа;
      3) стендовых испытаний редукторов в компоновке двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если у деталей редукторов после испытаний отсутствуют дефекты, препятствующие их дальнейшей эксплуатации:
      1) недопустимые износы, надиры, наклепы и другие дефекты поверхностей сопряжения;
      2) раскатка беговых дорожек, поломка сепараторов и другие недопустимые повреждения подшипников;
      3) трещины на несущих деталях конструкции;
      4) недопустимые отклонения в погрешностях основного шага и эвольвентограмме зубчатых соединений и другие.

      771. Проверка прочности валов двигателя.
      Прочность валов роторов, валов воздушных винтов и валов приводов агрегатов должна быть определена для наиболее тяжелого режима работы валов и подтверждена на основании:
      1) исследований вибрационного состояния валов роторов и воздушных винтов;
      2) анализа результатов специальных испытаний;
      3) проверки прочности и работоспособности валов при 150-часовых стендовых испытаниях двигателя, а для валов воздушных винтов - при 150-часовых стендовых испытаниях двигателя совместно с воздушным винтом;
      4) анализа последствий отказов, наблюдавшихся в процессе доводки и опытной эксплуатации двигателя данного типа или эксплуатации другого двигателя сходной конструкции.
      Вибрационная нагруженность валов роторов и валов воздушных винтов должна определяться тензометрированием при стендовых испытаниях двигателя во всем диапазоне частот вращения ротора (роторов) от режима земного малого газа до максимального режима.
      При обнаружении резонансных режимов с повышенным по условиям прочности уровнем вибрационных напряжений должно быть проведено испытание на усталостную прочность с целью определения предела выносливости вала.
      Испытания валов на усталость должны проводиться при совокупности нагрузок, действующих на них в полете.
      В отдельных случаях для испытаний может быть выбрана основная нагрузка, определяющая прочность вала. Влияние на усталостную прочность остальных нагрузок может оцениваться расчетным путем.
      Примечание 1. В тех случаях, когда это признано допустимым, поправки к значению предела выносливости материала вала на действия асимметрии цикла нагружения и температуры могут вноситься по результатам исследования образцов.
      Примечание 2. В отдельных случаях предел выносливости вала может быть оценен по результатам испытаний валов аналогичных конструкций.

      772. Проверка работы двигателя при обдуве воздушным потоком.
      Испытаниями с обдувом воздушным потоком должна быть подтверждена работоспособность двигателя при боковом и попутном ветре.
      Испытание должно показать, что возмущения воздушного потока, создаваемые порывами ветра, не приводят к такому ухудшению параметров и эксплуатационных свойств двигателя, которые выходят за пределы ограничений, установленных в Руководстве по технической эксплуатации, а также не создают опасных вибраций рабочих лопаток первой ступени компрессора или вентилятора.
      Испытание должно проводиться на открытом стенде, обеспечивающем наружный обдув двигателя, либо в компоновке, имитирующей самолетный по конструкции воздухозаборник, влиянию соседних двигателей и самолетных конструкций, либо в составе ВС, для которого он предназначается.
      Исследование должно быть проведено во всем диапазоне установившихся режимов от малого газа до максимального режима, а также при переменных процессах (запуске, пробах приемистости и сбросе газа).
      Скорость обдува должна устанавливаться в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      773. Проверка высотного запуска двигателя в термобарокамере.
      В термобарокамере должны быть проверены границы высотного запуска двигателя с единой регулировкой топливной аппаратуры для случая запуска с режима авторотации и, если это требуется, с подкруткой авторотирующего двигателя пусковым устройством. Установление области нормального запуска двигателя должно осуществляться с учетом ожидаемого износа, например, путем испытания двигателя, имеющего достаточно большую наработку после длительных испытаний. Испытаниями в термобарокамере должны быть также подтверждены возможность нормального запуска двигателя и наличие достаточного запаса по пределам регулирования расхода топлива.
      Примечание. В случае невозможности проверки границ высотного запуска двигателя с единой регулировкой топливной аппаратуры в термобарокамере проверки должны быть выполнены при летных испытаниях на летающей лаборатории.

      774. Проверка средств защиты двигателя при помпаже.
      Если двигатель оборудован автоматической системой защиты при помпаже, то для подтверждения надежности ее функционирования должно быть проведено специальное испытание с имитацией возникновения помпажных явлений в двигателе.
      Статистикой и испытаниями должно быть показано, что ложные срабатывания автоматической системы защиты двигателя при помпаже, если она имеется, маловероятны.
      Если на двигателе не предусмотрена автоматическая система защиты при помпаже, то должны быть проверены другие средства, сигнализирующие о возникновении в двигателе помпажа, и способы, обеспечивающие перевод двигателя на устойчивый режим работы.

      775. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Для подтверждения надежности срабатывания системы защиты от перегрева турбины должно быть проведено специальное испытание с имитацией превышения температуры газа перед турбиной на режимах, где системой регулирования поддерживается максимальное значение температуры газа.
      Статистикой и испытаниями должно быть показано, что ложные срабатывания системы защиты от перегрева турбины маловероятны.

      776. Термометрирование основных элементов конструкции двигателя.
      Должно быть проведено термометрирование компрессора, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла и валов для определения температуры основных деталей и оценки отсутствия опасности местных перегревов конструкции этих элементов на установившихся режимах и при переменных процессах.
      Конкретный перечень деталей, подлежащих термометрированию, устанавливается программой испытаний. Обязательному термометрированию подлежат:
      1) по компрессору: корпуса, диски и другие элементы последних ступеней;
      2) по камере сгорания: кожух, стенки фронтовой части и жаровых труб;
      3) по турбине: лопатки сопловых аппаратов, кольца крепления сопловых аппаратов, рабочие лопатки каждой ступени ротора, диски, опоры роторов турбины, детали корпуса, определяющие прочность и радиальные зазоры между корпусом и лопатками турбины.
      Должно быть проведено измерение температурного поля газа в окружном и радиальном направлениях в сечении на выходе из камеры сгорания или за турбиной. Допускается измерение температурного поля на выходе из камеры сгорания производить на специальной установке, имитирующей условия работы данного элемента на двигателе. В случае измерения температурного поля за турбиной должна быть представлена обоснованная методика оценки по этим данным температурного поля перед турбиной.
      Испытания следует выполнять на установившихся режимах и при переменных процессах с возможным неблагоприятным сочетанием основных факторов, влияющих на уровень действующих термических и механических нагрузок. Должно быть проведено термометрирование компрессора при максимальной частоте вращения и максимальной температуре воздуха на входе; термометрирование стенок камеры сгорания во всем рабочем диапазоне коэффициента избытка воздуха, при максимальной температуре и давлении воздуха на входе в камеру сгорания и с наиболее неблагоприятным отбором воздуха за компрессором; термометрирование турбины при максимальной частоте вращения и максимальных значениях температур газа перед турбиной, воздуха на входе в двигатель и воздуха, охлаждающего турбину.
      Термометрирование может быть совмещено с другими видами специальных испытаний. Допускается часть испытаний по термометрированию камеры сгорания проводить на лабораторных установках. В двигателях двух и трехвальных схем допускается выполнять термометрирование узлов и деталей горячей части, компрессора и подшипников на специальных установках, имитирующих работу данного узла на двигателе по температуре, давлению и частоте вращения.
      Способы измерения температуры, тип, количество и месторасположение датчиков (термопар или других эквивалентных по назначению устройств), а также тип самопишущей аппаратуры должны быть выбраны таким образом, чтобы был обеспечен замер экстремальных значений температуры в каждой детали с точностью в пределах + 1,5-2%. Для термометрирования труднодоступных мест горячей части двигателя могут быть использованы термокраски с точностью измерения температуры + 8%.
      Измерение температуры деталей и температурных полей на установившихся режимах должно производиться после прогрева двигателя в соответствии с Руководством по технической эксплуатации. Измерение температуры деталей при пробах приемистости и на взлетном режиме должно быть выполнено на прогретом и на непрогретом двигателе.

      777. Проверка элементов гидравлических и пневматических коммуникаций двигателя на герметичность и прочность.
      Элементы гидравлических и пневматических коммуникаций двигателей, от которых требуется непроницаемость для рабочей жидкости, газа или воздуха, должны подвергнуться испытаниям под давлением.
      При этом:
      1) узлы и трубопроводы всех коммуникаций, работающих под давлением, кроме масляных, должны быть подвергнуты испытаниям под давлением, превышающим в 1,5 раза максимально возможное рабочее давление для данного элемента коммуникации, или под давлением, превышающим в два раза нормальное рабочее давление, смотря по тому, какое из них больше;
      2) все элементы масляных коммуникаций, включая каналы и трубопроводы, должны быть, испытаны под давлением, превышающим максимальное давление не менее, чем в три раза, или под давлением 140 кПа (для элементов с пониженным давлением), смотря по тому, какое из них больше.
      Требования не относятся к таким элементам топливных и масляных коммуникаций, как насосы, фильтры и т.п., если испытания под давлением предусмотрены в требованиях, относящихся к этим элементам.
      Примечание. Данному испытанию не подвергаются трубопроводы, которые прошли технологические испытания на статическую прочность под давлением.
      Определение вибрационных характеристик и вибрационной прочности трубопроводов проводится при испытаниях двигателя, при которых тензометрированием устанавливаются действующие напряжения в трубопроводах, и проводится их сопоставление с пределами выносливости, полученными для данного типа соединения трубопроводов.
      Масляный бак должен выдерживать без повреждения, потери герметичности и изменений формы, все виды нагрузок, которые могут возникнуть в ожидаемых условиях эксплуатации. Испытание бака должно проводиться при максимально и минимально допустимых уровнях масла в баке. Образец бака с полностью смонтированной на нем арматурой и агрегатами, а также с элементами его крепления должен проверяться давлением, равным 125% от максимального рабочего давления в баке.

      778. Проверка работоспособности камеры сгорания двигателя.
      Работа камеры сгорания должна быть проверена на камерном стенде при условиях, соответствующих:
      1) возможным режимам работы двигателя на земле, включая максимальный продолжительный и взлетный режимы;
      2) режимам в наиболее характерных точках профиля полета при разгоне и наборе высоты;
      3) режимам на максимальной и минимальной скоростях полета, в том числе при максимальном скоростном напоре на входе в двигатель;
      4) режимам запуска двигателя, в том числе и в условиях авторотации;
      5) особым случаям эксплуатации (например, при поступлении в двигатель воздуха с повышенной влажностью или попадании больших масс воды, снега).
      Примечание. Если на стенде с имитацией полетных условий или в термобарокамере не представляется возможным воссоздать условия, соответствующие полетным, в том числе по особым случаям эксплуатации, то стендовые испытания должны быть дополнены проверками при летных его испытаниях.

      779. Проверка работоспособности камеры сгорания должна быть дополнена испытаниями на двигателе при условиях, а также:
      1) при различном исходном уровне частоты вращения ротора и в таком темпе ее изменения, которые в наибольшей степени способствуют выявлению особенностей конструкции камеры сгорания и процесса горения;
      2) с предельно возможным расходом топлива, если отклонение расхода может превышать 5% его номинального значения на отдельных режимах;
      3) во всех диапазонах возможного изменения коэффициента избытка воздуха и скорости потока в камере, которые могут быть при эксплуатации двигателя.
      Должны быть выполнены проверки при коэффициенте избытка воздуха, увеличенной или уменьшенной не менее чем на 5% от его максимальных или минимальных расчетных величин.
      Проверка работоспособности камеры сгорания должна быть произведена на основном и резервном топливах.
      Результаты испытаний следует считать удовлетворительными, если эксплуатационные качества камеры сгорания отвечают требованиям, а ее состояние после испытания свидетельствует об отсутствии предпосылок для появления отказов с опасными последствиями.

      780. Определение характеристик масляной системы двигателя.
      Испытания масляной системы должны предусматривать проведение следующих работ:
      1) определение прокачки масла и теплоотдачи в масло;
      2) проверку ухода масла из бака в двигатель;
      3) проверку обеспеченности подачи масла в двигатель и его откачки с допустимыми давлениями и температурами, в том числе при минимальном и максимальном количестве масла в баке, допустимых по Руководству по технической эксплуатации (высотность маслосистемы);
      4) проверку достаточности объема масляного бака и запаса масла в нем для выполнения полета максимальной продолжительности и дальности и соответствия расходов масла заданным требованиям;
      5) определение достаточности неприкосновенного запаса масла в баке для флюгирования лопастей воздушного винта;
      6) термометрирование деталей двигателя, омываемых маслом, и масляной системы;
      7) проверку отсутствия выброса масла из суфлера и утечек масла в газовоздушный тракт двигателя;
      8) проверку содержания воздуха в масле (для турбовинтового двигателя);
      9) проверку работоспособности системы при запусках двигателя в условиях отрицательных температур;
      10) проверку работоспособности системы суфлирования бака при максимальном допустимом количестве масла в баке;
      11) проверку работоспособности элементов сигнализации и контроля за работой масляной системы.
      Должно быть показано, что указанные характеристики соответствуют заданным в технической документации.
      Примечание. В случае невозможности выполнения указанных проверок в стендовых условиях допускается проведение их при летных испытаниях на летающей лаборатории.
      Определение прокачки масла и теплоотдачи в масло должно производиться на режимах взлетном, максимальном продолжительном, промежуточном и малом газе при температурах масла, оговоренных в технической документации, а также при минимальном и максимальном давлениях масла.
      Прокачку масла и теплоотдачу в масло следует определять по измерениям, проведенным через 5 минут после выхода двигателя на заданный режим при заданных температурах и давлении масла.
      Проверка ухода масла из масляного бака должна производиться:
      1) при запуске двигателя;
      2) при трех последовательных неудавшихся или ложных запусках;
      3) при работе на всех установившихся режимах и при переменных процессах с изменением температуры масла от минимальной до максимальной;
      4) при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение и при выводе из него (для турбовинтового двигателя);
      5) при выбеге ротора двигателя после выключения;
      6) в течение суток после выключения двигателя;
      7) при авторотации двигателя;
      8) при холодной прокрутке ротора двигателя.
      При испытаниях для определения ухода масла в двигатель должен быть измерен уровень масла в баке (с учетом теплового расширения масла):
      1) при запусках двигателя - до запуска и после 5 минут работы на малом газе;
      2) при работе двигателя на основных режимах - перед выходом на режим и после 5 минут работы на режиме;
      3) при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение перед вводом лопастей воздушного винта на выключенном и работающем двигателе и после ввода лопастей винта во флюгерное положение;
      4) при выводе лопастей воздушного винта из флюгерного положения перед выводом лопастей воздушного винта на выключенном двигателе и после вывода лопастей воздушного винта из флюгерного положения;
      5) в течение суток после выключения двигателя через каждые два часа в течение первых восьми часов и через 8-10 часов в последующее время.
      Термометрирование деталей двигателя, омываемых маслом, и масляной системы должно быть проведено в следующем объеме:
      1) при работе двигателя на установившихся режимах малого газа, максимальном продолжительном, взлетном, а также на режиме, предусмотренном в Руководстве по технической эксплуатации для охлаждения двигателя перед его выключением, при следующих условиях:
      при максимальной температуре масла и атмосферной температуре воздуха на входе в двигатель;
      при температурах масла, топлива и воздуха, максимально возможных в эксплуатации.
      Примечание. При отсутствии средств подогрева воздуха на входе в двигатель допускается дополнительный подогрев масла или ограничение его охлаждения в масляном теплообменнике;
      2) после выключения двигателя в течение 3-5 часов от момента выключения:
      с режима, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации для охлаждения перед выключением двигателя;
      с режима малого газа без охлаждения;
      с взлетного и максимального продолжительного режима без охлаждения (для имитации экстренного выключения).
      Термометрированию подлежат стенки масляных полостей опор роторов, стенки трубопроводов суфлирования и наружные кольца подшипников.
      Кроме того, подлежат измерению температура масла на выходе из средней и задней опор и температура воздуха на выходе из суфлера.
      Предусмотренное термометрирование и измерение параметров работы двигателя производят:
      при испытаниях, на каждом из режимов в течение не менее 5 минут;
      при испытаниях - в течение одного часа после выключения непрерывно, а затем по 2-3 минуты через каждые 15-30 мин. до момента, когда температура деталей, омываемых маслом, снизится до 50 о С.
      Испытываемый двигатель по основным данным, по конструкции и материалам деталей, омываемых маслом, и элементов масляной системы, а также по количеству масла в масляном баке должен соответствовать двигателю, предъявляемому на 150-часовые стендовые испытания.
      Кроме перечисленных параметров, должны измеряться следующие параметры:
      1) перепад давления на фильтроэлементе масляного фильтра;
      2) давление воздуха в масляных полостях опор роторов;
      3) перепад давления на уплотнениях масляных полостей опор роторов;
      4) температуры масла и топлива на входе в теплообменник и на выходе из него;
      5) уровень масла в масляном баке;
      6) давление воздуха в системе суфлирования.
      Испытания по определению характеристик масляной системы должны быть проведены на основном и резервном маслах.

      781. Определение высотно-скоростных характеристик двигателя.
      Высотно-скоростные характеристики двигателя должны быть подтверждены при его испытаниях в термобарокамере. В программе испытаний должны быть предусмотрены:
      1) снятие дроссельной характеристики в расчетных условиях полета;
      2) снятие 3-4 дроссельных характеристик в наиболее характерных ожидаемых условиях полета;
      3) оценка влияния на основные данные двигателя загрузки агрегатов и отборов воздуха из компрессора на самолетные нужды;
      4) определение контрольных дроссельных характеристик двигателя в наземных статических условиях для проверки их идентичности до и после проведения испытаний по подтверждению высотно-скоростных характеристик.
      Примечание. В случае невозможности экспериментального подтверждения высотно-скоростных характеристик двигателя в термобарокамере проверки должны быть выполнены при летных испытаниях на летающей лаборатории.

      782. Проверка подшипниковых опор роторов двигателя.
      Должны быть произведены измерения осевых сил, действующих на подшипники опор роторов на установившихся режимах и при переменных процессах, и оценено их соответствие динамической грузоподъемности подшипника.
      В тех случаях, когда измерение осевых сил невозможно, допускается их расчетное определение на основе измерения соответствующих давлений.
      150-часовыми испытаниями двигателя должна быть проверена достаточность прокачки масла через подшипники опор ротора для отвода выделяющегося в них тепла и смазывания, что оценивается по состоянию подшипников при дефектации двигателя.

      783. Проверка уровня контролепригодности двигателя.
      Проверка уровня контролепригодности двигателя должна производиться:
      1) путем анализа соответствующей проектной документации;
      2) путем анализа материалов, включающих данные о работе средств контроля, установленных на двигателе.
      Примечание. Проверка средств контроля, установленных на двигателе, должна включаться в программу 150-часовых стендовых испытаний.
      При проверке уровня контролепригодности должны быть оценены:
      1) полнота технической документации по контролепригодности двигателя;
      2) правильность выбора параметров для контроля и обеспеченность двигателя соответствующими средствами контроля;
      3) эффективность конструктивных мероприятий по обеспечению контролепригодности двигателя;
      4) работоспособность и надежность датчиков и других средств контроля, установленных на двигателе;
      5) сопрягаемость наземных средств контроля с соответствующими средствами контроля на двигателе (по используемым стыковочным элементам, кабелям, переходникам и т.п.).
      Средства контроля, установленные на двигателе, признаются удовлетворительными, если они обеспечивают:
      1) надежный контроль работы двигателя в эксплуатации;
      2) выявление неисправностей на ранней стадии их возникновения и развития;
      3) получение информации о состоянии проточной части и работе систем двигателя, необходимой для эксплуатации "по техническому состоянию".
      Примечание. Для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС, оборудованных комплексными системами контроля, оценка удовлетворительности средств контроля может производиться при испытаниях со стендовой аппаратурой.

118. 150-часовые стендовые испытания

      784. Двигатель должен удовлетворительно пройти 150-часовые стендовые испытания по программе с выполнением общих требований для проверки его надежности и пригодности к летной эксплуатации.
      При наличии у двигателя особенностей в конструкции, схеме регулирования, характеристиках и условиях применения, в частности, для ВС местных воздушных линий, программа испытаний может изменяться.

      785. Должны быть проведены следующие подготовительные работы, являющиеся частью 150-часовых испытаний:
      1) разборка двигателя;
      2) осмотр деталей двигателя и его агрегатов (агрегаты, поставляемые как готовые изделия, перед испытаниями не разбираются);
      3) специальный контроль, микрометрический обмер деталей двигателя и проверка соответствия деталей технической документации;
      4) проверка работы агрегатов и их характеристик.
      Примечание. Все агрегаты, предназначенные для двигателя, предъявляемого на 150-часовые испытания, должны испытываться с определением их характеристик в объеме, установленном программой;
      5) сборка двигателя для 150-часовых испытаний.
      Должны быть представлены материалы, подтверждающие соответствие испытательных стендов, оборудования и контрольно-измерительных приборов предъявляемым к ним требованиям.

      786. Перед 150-часовыми испытаниями должны быть проведены:
      1) сдаточные и контрольные испытания двигателя в соответствии с техническими условиями на двигатель (для турбовинтового двигателя на стенде с гидротормозом);
      2) контрольная проверка пусковых свойств двигателя путем выполнения двух-трех нормальных запусков от пусковых устройств с источниками питания, применяемыми в ожидаемых условиях эксплуатации, или равными им по энергетическим характеристикам и мощности другими источниками питания;
      3) определение дроссельных характеристик двигателя.

      787. При определении характеристик двигателя и в процессе 150-часовых испытаний должны производиться измерения основных данных и параметров двигателя и с соблюдением следующих условий:
      1) основные данные и параметры двигателя должны измеряться с использованием входящих в его конструкцию штуцеров, датчиков и т.п.;
      2) при определении характеристик двигателя не следует проводить загрузку самолетных агрегатов и отбор воздуха для систем ВС и двигателя, если это не является специальной целью испытания;
      3) характеристики изменения основных данных и параметров двигателя следует оценивать в диапазоне режимов от земного малого газа до взлетного.
      Время выдержки двигателя на заданном режиме должно быть не менее времени, при котором обеспечивается устойчивый характер всех контролируемых параметров. Величина этого времени оценивается экспериментальным путем и включается в техническую документацию.
      При уменьшении частоты вращения на характеристике должно быть получено не менее семи точек, при увеличении частоты вращения - пяти точек.

      788. Перед началом 150-часовых испытаний и после их окончания должны быть выполнены:
      1) измерение прокачки масла и определение теплоотдачи в масло на заданных в технической документации режимах и при заданной температуре масла. При наличии на двигателе топливомасляного теплообменника разрешается подключать в систему стендовый теплообменник;
      2) контрольная проверка работы двигателя на режиме малого газа непрерывно в течение максимального заявленного в технической документации для этого режима времени;
      3) проверка готовности срабатывания систем аварийной защиты, сигнализации и диагностических устройств, имеющихся на двигателе;
      4) проверка на работающем турбовинтовом двигателе систем автоматического и ручного флюгирования путем трехкратного ввода воздушного винта во флюгерное положение от каждой системы.

      789. Если при определении характеристик температура воздуха на входе в двигатель равна или менее 15 о С, то максимальная измеренная частота вращения должна быть не меньше, чем максимальная частота вращения в соответствии с принятым законом регулирования двигателя.
      Если при определении характеристик температура воздуха на входе в двигатель выше 15 о С, то максимальная измеренная частота вращения должна быть равна:
                                 ______
                       n eci = n 0 V T*AO ,
                                 288,15
      где, n 0 - частота вращения на максимальном режиме при t * AO = 15 о С;
      T * AO - измеренная температура воздуха на входе в двигатель (К).
      Если определенная по этой формуле максимальная измеренная частота вращения недопустима по условиям прочности двигателя, то при снятии характеристик ее величина должна быть не менее максимальной допускаемой частоты вращения.
      Для достижения максимального допускаемого значения измеренной частоты вращения при определении характеристик разрешается изменение настройки регулятора частоты вращения.

      790. При определении на стенде с тормозным устройством характеристик турбовинтового двигателя, работающего при постоянной частоте вращения, характеристики снимаются в виде зависимости тормозной мощности от расхода топлива при постоянной частоте вращения.

      791. 150-часовые испытания должны состоять из режимов, общая продолжительность которых соответствует данным таблицы 13.

                                                       Таблица 13.

Режим работы

Наработка в часах, минутах,
количество проб

Взлетный

18-45

Максимальный продолжительный

45-00

Не менее 15 установившихся режимов работы через примерно одинаковые по
частоте вращения интервалы между
режимом земного малого газа и
максимальным продолжительным
режимом

62-30

Переменные процессы (приемистости, сбросы газа и др.) и земной малый газ

23-45

Пробы приемистости

300

Пробы запуска

100

Пробы реверсирования тяги

200

      792. 150-часовые испытания следует проводить в 25 шестичасовых этапов. Каждый этап (последовательно нумеруемый с 1-го до 25-го) должен проводиться, как правило, без остановки двигателя и состоять из частей, указанных в таблице 14.
      Примечание. Для двигателя, работающего при постоянной частоте вращения, в части 4 этапа 150-часовых испытаний ступенчато может изменяться тяга (мощность).

                                                       Таблица 14.

Часть

Длительность части этапа
в часах, мин

Рабочие условия

1

1-00

Шесть 10-минутных циклов, каждый из которых состоит из:
а) пробы приемистости от режима проверки приемистости или полетного малого газа;
б) 5 минут работы на взлетном режиме;
в) сброса газа до режима земного малого газа;
г) остающееся время отрабатывается на режимах земного малого газа или полетного малого газа (по выбору),

2

0-30

В этапах 1, 3, 4, 6, 8, 9, 11, 13, 14, 16, 18, 19, 21, 23 и 24 - максимальный продолжительный режим; в этапах 2, 5, 7, 10, 12, 15, 17, 20, 22 и 25 - взлетный режим.

3

1-30

Максимальный продолжительный режим.

4

2-30

Не менее 15 установившихся режимов работы
через примерно одинаковые по частоте вращения
интервалы между режимом земного малого газа и
максимальным продолжительным режимом.

5

0-30

Шесть 5-минутных циклов, каждый из которых состоит из:
а) пробы приемистости от режима земного малого газа;
б) 30 с работы на взлетном режиме;
в) сброса газа до режима земного малого газа;
г) остальное время отрабатывается на режиме
земного малого газа.

      793. Турбовинтовой двигатель должен проходить 150-часовые испытания с воздушным винтом, тип и конструкция которого соответствуют воздушному винту, с которым он будет эксплуатироваться.

      794. Измерения параметров в процессе 150-часовых испытаний должны производиться:
      1) для режимов продолжительностью менее 10 мин. - одно измерение в последние 2 минуты работы на данном режиме;
      2) для режимов продолжительностью более 10 мин. - первое измерение следует выполнять через 8-10 минут работы двигателя на данном режиме, а остальные измерения - в конце режима или через каждые 15 минут работы двигателя на данном режиме.

      795. Если во время отработки любого из этапов, двигатель будет остановлен, то этот этап должен быть повторен, если это будет признано необходимым.
      Примечание. Если останов двигателя вызван отказом самолетного агрегата или стендового оборудования, то прерванный этап может быть продолжен после устранения отказа.

      796. Проверка работы двигателя при переменных процессах (приемистость и сброс газа).
      Работа двигателя должна быть проверена:
      1) при разгоне от режима земного малого газа до взлетного режима и сбросе газа;
      2) при разгоне от режима проверки приемистости или полетного малого газа до взлетного режима и сбросе газа.
      Приемистость следует определять как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями из положения, соответствующего режиму, с которого проверяется приемистость, до момента достижения двигателем частоты вращения, соответствующей 95% взлетной тяги (мощности).
      Рычаги управления двигателями при выполнении проверок приемистости и сброса газа должен перемещаться из одного крайнего положения в другое в течение не более одной секунды.
      Для турбовинтового двигателя приемистость определяется как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями с исходного режима до момента достижения величины давления топлива, соответствующего 95% взлетной мощности.
      Продолжительность сброса газа у турбовинтового двигателя следует определять как промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями из положения, соответствующего взлетному режиму, до момента достижения тяги, на 10% превышающей тягу на режиме земного малого газа.
      На двигателях, оборудованных реверсивным устройством, должна быть проверена приемистость при реверсивной тяге. Для этого:
      1) рычаги управления двигателями двигателя, работающего на режиме земного малого газа (или на близком к нему режиме), немедленно после получения сигнала перекладки реверсивного устройства в положение реверсивной тяги, следует переводить в течение не более одной секунды в положение, соответствующее максимальной реверсивной тяге. Промежуток времени от момента начала перемещения рычагов управления двигателями до момента достижения 95% максимальной реверсивной тяги не должен превышать значения, указанного в технической документации;
      2) с установившегося взлетного режима следует включить реверсивное устройство и перевести двигатель на режим максимальной реверсивной тяги.
      Продолжительность перекладки реверсивного устройства из одного крайнего положения в другое должна соответствовать времени, указанному в технической документации.
      Перед пробой приемистости или сбросом газа двигатель следует выдерживать на соответствующем исходном режиме до получения устойчивого значения частоты вращения и температуры газа.
      При проверке приемистости и сбросе газа следует фиксировать:
      1) время приемистости или сброса газа;
      2) величину превышения регламентированных значений температуры газа и частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины) в процессе разгона или величину провала частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины) при сбросе газа.
      Показания приборов, измеряющих частоту вращения, положение реверсивного устройства и температуру газа, должны быть зафиксированы на исходном режиме перед пробой приемистости и при максимальной частоте вращения двигателя непосредственно после выполнения приемистости.
      В течение 150-часовых испытаний должно быть произведено 150 проб приемистости от режима земного малого газа и 150 проб приемистости от режима проверки приемистости или полетного малого газа. Если пробы приемистости, предусмотренные в части 1 таблицы 14, проводятся от режима полетного малого газа, то количество проб регламентированной приемистости должно быть установлено дополнительно в программе 150-часовых испытаний.
      При проверке регламентированной приемистости отборы воздуха и мощности должны производиться только для нужд двигателя. После проб приемистости могут выполняться сброс газа, дросселирование или переход на заданный режим. При проверке приемистости и сброса газа необходимо отмечать характер работы двигателя (плавный, со срывом, с факелением и т.п.).
      При наличии в двигателе отбора воздуха (газа) влияние такого отбора на приемистость должно быть определено при максимальной величине отбора, а также при различных величинах отбора, которые могут оказаться необходимыми при эксплуатации ВС.
      Примечание 1. Влияние отбора должно быть определено перед началом первого этапа испытаний и в конце последнего этапа.
      Примечание 2. Влияние максимального отбора должно быть установлено на двигателе, предъявляемом на 150-часовые испытания. Влияние других величин отборов может быть определено на другом экземпляре двигателя.
      Примечание 3. Должно быть выполнено 10 приемистостей при максимальном отборе воздуха (газа) и минимальной температуре масла на входе в двигатель.

      797. В течение 150-часовых испытаний необходимо выполнить 100 запусков двигателя, из которых 25 холодных, 10 горячих и 10 ложных. Запуски должны производиться между этапами через примерно равные интервалы, а также перед началом и после окончания 150-часовых испытаний. Время выхода двигателя на режим земного малого газа должно фиксироваться.

      798. Все этапы 150-часовых испытаний должны проводиться при давлении масла, соответствующем заявленному давлению. Один этап должен быть выполнен при минимальном давлении масла на входе в двигатель, заявленном на максимальном продолжительном режиме.

      799. На всех этапах 150-часовых испытаний наработка двигателя на взлетном и максимальном продолжительном режимах должна быть осуществлена при максимальных, предусмотренных в технической документации для этих режимов, температурах входящего масла, если нет иного согласования. Методы достижения и поддержания максимальной температуры масла должны быть указаны в программе испытаний.

      800. Перед 150-часовыми испытаниями, через каждые 50 часов испытаний и после их окончания, а также в случае замены масла на свежее в процессе испытания должен производиться полный анализ масла из масляной системы для оценки его физико-химических показателей. Отбор проб масла для частичного анализа (содержание механических примесей и влаги, температура вспышки), а также для анализа на содержание металлов должен производиться через каждые 20-25 часов испытаний.
      Полный анализ топлива для оценки ею физико-химических показателей должен производиться перед 150-часовыми испытаниями, через 100 часов испытаний и после их окончания, а также в случае поступления новых партий топлива в процессе испытаний.

      801. Испытания по проверке работоспособности двигателя с отбором воздуха.
      При предварительном (до начала 150-часовых испытаний) определении характеристик двигателя должны быть получены характеристики при каждом отдельно включенном отборе и одна характеристика со всеми включенными отборами воздуха (газа).
      Примечание. Допускается определение этих характеристик на другом экземпляре двигателя.

      802. Проверка работоспособности двигателя с отбором воздуха на самолетные и двигательные нужды должна производиться с учетом следующего:
      1) Противообледенительная система двигателя должна быть включена в течение не менее 25% всей длительности 150-часовых испытаний, из них в 2-3% - на взлетном режиме, 8-9% - на максимальном продолжительном режиме, 11-12% - на промежуточных режимах и 2-4% - на малом газе. В течение таких же периодов времени должен производиться отбор воздуха для противообледенительной системы ВС, кроме режима взлета, если отбор воздуха для противообледенительной системы ВС на этом режиме не производится;
      2) наработка на 3, 7, 9, 13, 17, 19 и 23 этапах должна выполняться с включенными устройствами отбора воздуха на тех режимах работы, на которых предусмотрен отбор.

      803. Количество воздуха, отбираемого от компрессора для противообледенительной системы ВС и для других самолетных нужд, должно быть отрегулировано на максимальном продолжительном режиме. Если иное не установлено программой испытаний, то на других режимах регулировка расхода воздуха может не производиться. Штуцер отбора воздуха для систем ВС с дросселирующей шайбой должен сообщаться с атмосферой.

      804. Проверку функционирования агрегатов отбора воздуха следует проводить в конце 3, 7, 9, 13, 17, 19 и 23 этапов 150-часовых испытаний. При этом частота вращения ротора (роторов) двигателя, при необходимости, при включении отбора может быть снижена так, чтобы избежать повышения максимальной температуры газа сверх допустимого ее значения.

      805. Отбор воздуха на наддув кабин ВС должен производиться в течение всех 150-часовых испытаний двигателя.

      806. Анализ воздуха, отбираемого из компрессора в систему кондиционирования для наддува и вентиляции кабин ВС, должен производиться в начале 150-часовых испытаний и в конце 7, 13, 17 и 25 этапов. Результаты анализа должны подтверждать пригодность воздуха для использования.

      807. Испытания по проверке работоспособности двигателя при впрыске охлаждающей жидкости.
      В программу 150-часовых испытаний двигателя, у которого предусмотрен впрыск охлаждающей жидкости на взлетном режиме, должны быть внесены изменения. Если способы использования охлаждающей жидкости на взлетном режиме отличаются от указанных, то соответствующие изменения необходимо внести в программу испытаний.
      Примечание. При отсутствии необходимых температур воздуха на входе определение характеристик и испытания с впрыском охлаждающей жидкости могут проводиться на другом двигателе, подобном предъявленному на 150-часовые испытания. В этом случае на двигателе, проходящем 150-часовые испытания, следует определять с впрыском охлаждающей жидкости только основные данные до и после испытаний.
      Впрыск охлаждающей жидкости при высокой температуре атмосферного воздуха с целью сохранения взлетных данных двигателя должен производиться при значениях частот вращения ротора или температуры газа перед турбиной не больших, чем частота вращения или температура газа на взлетном режиме без впрыска охлаждающей жидкости.
      В программу 150-часовых испытаний должны быть внесены следующие изменения:
      1) испытания по определению характеристик двигателя до и после 150-часовых испытаний должны быть дополнены определением характеристик с впрыском охлаждающей жидкости при температуре воздуха на входе в двигатель, равной наиболее высокой температуре на уровне моря, при которой предусматривается применение впрыска охлаждающей жидкости;
      2) в первой части 2, 8, 12, 18 и 22 этапов в течение 5-минутных периодов работы двигателя на взлетном режиме следует впрыскивать максимальное количество охлаждающей жидкости и, при необходимости, ограничивать расход топлива до такой величины, чтобы избежать превышения максимальной взлетной тяги (мощности);
      3) в первой части 4, 9, 14, 19 и 24 этапов испытание с впрыском охлаждающей жидкости следует проводить при температуре воздуха на входе в двигатель, равной максимальной температуре на уровне моря, при которой предусматривается применение впрыска охлаждающей жидкости 5-минутные периоды работы двигателя на взлетном режиме должны выполняться с впрыском охлаждающей жидкости при максимальном значении температуры газа перед турбиной.
      Для турбовинтового двигателя эти периоды наработки могут выполняться на стенде с тормозным устройством до или после завершения 150-часовых испытаний. В этом случае должно быть проведено дополнительное 2,5-часовое испытание на взлетном режиме с соответствующим воздушным винтом, чтобы обеспечить должную нагрузку упорного подшипника редуктора. Это испытание может быть проведено вместо испытания, предусмотренного в части 3 этапа 150-часовых испытаний (таблица 14.) или на другом двигателе, если на нем установлен тот же редуктор.
      В случае испытаний, которые не включают оценку работоспособности упорного подшипника редуктора, дополнительное 2,5-часовое испытание может не проводиться.
      Если Руководством по технической эксплуатации предусматривается впрыск охлаждающей жидкости в условиях стандартной атмосферы с целью форсирования взлетной тяги (мощности), то в программу 150-часовых испытаний должны быть внесены следующие изменения:
      1) определение характеристик двигателя до и после 150-часовых испытаний должно быть дополнено определением его характеристик с впрыском охлаждающей жидкости;
      2) первая часть каждого этапа 150-часовых испытаний должна проводиться с впрыском охлаждающей жидкости на взлетном режиме и при устанавливаемых программой пробах приемистости.

      808. Испытания по проверке работоспособности двигателя с реверсивным устройством.
      Должно быть опробовано действие реверсивного устройства на неработающем двигателе от соответствующих стендовых источников питания. До начала 150-часовых испытаний должны быть определены характеристики двигателя с реверсированием тяги в области эксплуатационных режимов двигателя, на которых предусмотрено применение реверсивного устройства.
      Реверсивное устройство с принятой системой управления должно быть установлено на двигателе в течение всех этапов 150-часовых испытаний.
      В течение 150-часовых испытаний должно быть выполнено 200 циклов включения реверсивного устройства с выходом на режим реверсирования тяги и выключения реверсивного устройства, в том числе:
      1) 25 циклов с изменением тяги от взлетной до максимальной реверсивной;
      2) 10 циклов с выходом двигателя на максимальную реверсивную тягу от режимов при десяти различных частотах вращения, примерно равноотстоящих друг от друга в диапазоне от малого газа до взлетного режима;
      3) 165 циклов с изменением режимов работы двигателя от установившегося малого газа при прямой тяге до режима максимальной реверсивной тяги с поддержанием в каждом цикле заявленной максимальной реверсивной тяги в течение установленного времени.
      Испытания могут выполняться либо с соответствующим перераспределением режимов испытаний на 6-часовых этапах, либо при дополнительной работе двигателя перед отдельными этапами или после них. Испытания могут быть также совмещены с испытаниями по проверке приемистости, но при условии обеспечения продолжительности непрерывной работы двигателя на режиме малого газа с прямой тягой в течение не менее 2 минут за один цикл.
      Продолжительность работы двигателя при прямой тяге по программе 150-часовых испытаний может быть уменьшена на суммарную величину времени, затраченного на испытания в одинаковых прочих условиях при реверсивной тяге, но не за счет уменьшения продолжительности наработки двигателя на взлетном и максимальном продолжительном режимах.
      Продолжительность непрерывной работы двигателя на режиме максимальной реверсивной тяги должна составлять не менее 1 минуту, если не оговорено иное.
      В зависимости от назначения и областей применения реверсивного устройства двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации в программу 150-часовых испытаний могут вводиться дополнительные проверки.

      809. Испытания по проверке работоспособности турбовинтового двигателя вместе с воздушным винтом.
      Минимальный объем испытаний турбовинтового двигателя вместе с воздушным винтом, выполняемый в процессе 150-часовых испытаний или после их окончания, должен включать:
      1) 50 изменений шага лопастей воздушного винта при переводе турбовинтового двигателя с режима земного малого газа на взлетный и обратно. При увеличении режима промежуточный упор лопастей винта должен быть включен;
      2) 100 переводов лопастей воздушного винта на промежуточный упор (эти испытания могут быть совмещены с испытаниями при переводе турбовинтового двигателя на режим земного малого газа);
      3) 10 вводов лопастей воздушного винта во флюгерное положение (в том числе не менее 5 со взлетного режима);
      4) 200 вводов лопастей воздушного винта в положение реверсирования тяги и обратно.
      Работоспособность механизма торможения (стояночного тормоза) воздушного винта должна проверяться в процессе 150-часовых испытаний путем выполнения 100 включений этого механизма при установленных частотах вращения воздушного винта.

      810. Проверка работоспособности приводов к агрегатам, обслуживающим ВС, и других механизмов и аппаратуры, установленных на двигателе, должна проводиться следующим образом:
      1) в процессе 150-часовых испытаний все самолетные агрегаты, установленные на двигателе, должны работать под нагрузкой в соответствии с графиками их загрузки, а также при предусмотренных отборах воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) должна проверяться работоспособность механизма поворота лопаток направляющих аппаратов компрессора, а также устройств перепуска воздуха (клапанов, лент и других). За время 150-часовых испытаний должно быть проведено на характерных режимах не менее 100 переключений каждого из этих механизмов и устройств.
      Если компрессор двигателя оборудован автоматическими механизмами и устройствами управления поворотными лопатками, клапанами, лентами и другими механизмами перепуска воздуха, то специального переключения этих механизмов или устройств для проверки их работоспособности не требуется;
      3) должна проверяться работоспособность механизма датчика системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта путем 200 включений, из них 20 включений - с вводом лопастей винта во флюгерное положение и 180 включений - без ввода лопастей во флюгерное положение.

      811. В процессе 150-часовых испытаний обслуживание двигателя и его агрегатов должно производиться в соответствии с Регламентом технического обслуживания. Регламентные работы, предусмотренные Регламентом технического обслуживания, должны проводиться только инструментом, входящим в бортовой комплект.
      Примечание. Окончательная оценка удовлетворительности и достаточности комплекта бортового инструмента и одиночного комплекта запасных деталей должна проводиться на основании эксплуатационных испытаний двигателя на ВС.

      812. После окончания 150-часовых испытаний должны быть проведены следующие работы:
      1) повторное определение дроссельных характеристик двигателя и измерения его основных параметров;
      2) снятие двигателя со стенда и наружный осмотр двигателя и его агрегатов;
      3) снятие агрегатов с двигателя, проверка их характеристик и разборка;
      4) проверка воздушного винта и регулятора частоты вращения с разборкой и дефектацией;
      5) разборка двигателя с дефектацией и микрометрическим обмером деталей с целью определения износа, крипа, деформации, вытяжки и др. Составление ведомости дефектов деталей;
      6) контрольная проверка тарировки контрольно-измерительной аппаратуры и приборов;
      7) обработка материалов по результатам 150-часовых испытаний и составление акта.

119. Испытания по установлению ресурса двигателя

      813. Испытания по установлению начального назначенного ресурса.
      Для установления начального назначенного ресурса двигателя проводятся эквивалентно-циклические испытания узлов и основных деталей двигателя и двигателя в целом.
      Испытания узлов и деталей, в основном, проводятся в системе полноразмерного двигателя. В этом случае они могут совмещаться с эквивалентно-циклическими испытаниями двигателя в целом. Допускается проведение испытаний отдельных узлов и деталей двигателя на автономных установках при условии сохранения нагружения по малоцикловой усталости, соответствующего условиям работы полноразмерного двигателя.
      Эквивалентно-циклические испытания должны быть проведены путем многократного выполнения испытательных циклов. Испытательный цикл для эквивалентно-циклических испытаний должен формироваться на основе полетного цикла с учетом следующих требований:
      1) суммарное время наработки на наиболее нагруженных режимах в испытательном цикле должно быть эквивалентно по длительной прочности времени наработки в полетном цикле наиболее нагруженной детали горячей части двигателя;
      2) число переменных процессов должно быть равным их числу в полетном цикле;
      3) для подтверждения динамической прочности двигателя рабочая область частот вращения разбивается на несколько диапазонов и в каждом диапазоне обеспечивается наработка из расчета не менее 1 минуты на 1 час наработки в полетном цикле.
      Такая же наработка производится при частоте вращения земного малого газа.
      Испытания, указанные выше, могут проводиться совместно. Допускается исключение наработки на малонапряженных длительных стационарных режимах и части переменных процессов путем их эквивалентного приведения (соответственно по длительной прочности и малоцикловой усталости) к наиболее нагруженным режимам.
      При наличии достаточных технических обосновании могут быть внесены изменения в испытательный цикл отдельных деталей, критических для данного двигателя по малоцикловой усталости и длительной прочности.
      При проведении эквивалентно-циклических испытаний деталей двигателя допускаются их осмотр, частичные или полные разборки двигателя, замена деталей, в которых обнаружены дефекты, выполнение предусмотренных при ремонтах доработок. Число осмотров, как и время между ними, не регламентируется. Все замены деталей, их наработки (общие и по режимам) в часах и в испытательных циклах должны быть зарегистрированы в отчете по испытаниям.
      Экспериментально проверенная долговечность узлов и деталей двигателя N и устанавливается по наработке в часах и в испытательных циклах в пределах фактически проведенных с положительными результатами эквивалентно-циклических испытаний.
      Для узлов и основных деталей начальные назначенные ресурсы N н , в полетных циклах определяются по формуле:
                       N i = N e E ,
                               n e
      где, E - коэффициент соответствия испытательного и полетного циклов по накоплению повреждаемости данной детали или узла от малоцикловой усталости с учетом влияния длительной прочности;
      n и - коэффициент запаса по долговечности, принимаемый при числе испытанных экземпляров детали или узла n и :
                       n и = 1 - n и = 3,0;
                       n и = 2 - n и = 2,5;
                       n и > 3 - n и = 2,0.
      Запас берется по отношению к минимальному значению экспериментально проверенной долговечности N и .
      Начальный назначенный ресурс двигателя (в часах и циклах) устанавливается на основании эквивалентно-циклических испытаний одного двигателя с запасом по числу испытательных циклов 1, 2.
      Начальный назначенный ресурс двигателя должен быть равен минимальному значению начального назначенного ресурса основных деталей, не подлежащих замене.
      В процессе испытаний по установлению начального назначенного ресурса двигателя должна быть предусмотрена замена деталей двигателя, назначенный ресурс которых в часах или циклах меньше устанавливаемого для двигателя.

      814. Испытания по установлению начального ресурса двигателя до первого капитального ремонта.
      Для установления начального ресурса двигателя до первого капитального ремонта (в часах и полетных циклах) должны быть проведены стендовые испытания трех двигателей:
      одного - по эксплуатационной программе,
      двух - по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Примечание. В качестве одного из двигателей для эквивалентно-циклических испытаний допускается использовать двигатель, проходивший летные испытания. Если его летная наработка меньше устанавливаемого начального ресурса, то он должен быть подвергнут стендовым эквивалентно-циклическим испытаниям до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу.
      Стендовые испытания двигателей проводятся путем многократного выполнения испытательных циклов, которые формируются на основе полетного цикла. Для установления начального ресурса до первого капитального ремонта испытания проводятся с числом испытательных циклов на 20% большим, чем число полетных циклов, соответствующее начальному ресурсу до первого капитального ремонта при средней продолжительности полетного цикла.
      Испытательный цикл для испытаний двигателя по эксплуатационной программе должен полностью воспроизводить наработку в часах на всех установившихся режимах и число переменных процессов осредненного полетного цикла. При необходимости в программу испытаний включается наработка на стендах с подогревом.
      Испытания двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний должны проводиться с использованием того же испытательного цикла, что и эквивалентно-циклические испытания для установления начального назначенного ресурса.
      После испытаний должны быть проведены разборка и дефектация каждого двигателя.
      Испытания по установлению начального ресурса до первого капитального ремонта квалифицируются как успешные, если при их проведении не было разрушений роторных деталей, а также отказов и дефектов других основных деталей, которые в эксплуатационных условиях могут привести к отказам с опасными последствиями.

120. Общие требования к летным испытаниям двигателя

      815. При сертификации "до установки на ВС" двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания, включающие проверки:
      1) параметров и устойчивости работы двигателя на установившихся режимах;
      2) характеристик двигателя при переменных процессах;
      3) характеристик системы регулирования и управления двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов;
      4) пусковых свойств двигателя;
      5) уровня вибраций корпусов и агрегатов двигателя;
      6) работоспособности противообледенительной системы двигателя;
      7) работоспособности реверсивного устройства и его влияния на работу двигателя;
      8) работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины;
      9) работоспособности и эффективности средств защиты двигателя при помпаже;
      10) параметров и устойчивости работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор;
      11) работы двигателя в полетах по типовому профилю.

      816. Испытаниям должен подвергаться двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа двигателя, предъявляемому на государственные испытания. Испытания могут проводиться на других двигателях того же типа, имеющих отличия от вышеуказанного образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      817. Испытания допускается выполнить либо на ВС того типа, для которого предназначен двигатель, либо на ВС другого типа, специально оборудованном для испытаний двигателя (на летающей лаборатории). При этом конструкция и компоновка элементов силовой установки, в которую входит испытываемый двигатель, а также элементов и систем ВС, влияющих на работу двигателя, должны обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации двигателя, зависящих от этих элементов (например, уровня неоднородности и потерь полного давления воздуха на входе, давления и температуры топлива на входе, температуры среды под капотом, параметров электропитания агрегатов, величин отбора воздуха и мощности). Допускается применение имитаторов, создающих эти условия.

121. Летные испытания двигателя

      818. Проверка параметров и устойчивости работы двигателя на установившихся режимах.
      Проверка на установившихся режимах двигателя в условиях его летной эксплуатации, включая режимы полета, создающие наклоны двигателя и гироскопические нагрузки на его ротор, должна показать:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и агрегатов систем отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и на других установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления двигателя;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем, в следующих полетных условиях:
      на типовых этапах полета (при взлете, наборе максимальной ожидаемой высоты применения крейсерских режимов двигателя, крейсерском полете на этой высоте, снижении, экстренном снижении, заходе на посадку, посадке, уходе на второй круг) при соответствующих режимах двигателя. Испытаниями должны быть охвачены режимы полета, при которых создаются наибольшие, согласно ожидаемым условиям эксплуатации двигателя, положительные и отрицательные углы его наклона в пространстве по тангажу;
      при разгонах и торможениях ВС (летающей лаборатории) в горизонтальном полете на различных высотах при работе двигателя на максимальном режиме и режиме полетного малого газа соответственно;
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах применения двигателя с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации. При этом работа двигателя должна быть проверена на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и на промежуточных режимах, характерных для его программы управления и регулирования;
      при маневрах ВС (летающей лаборатории) типа "вираж", "скольжение", "горка" и т.п., создающих наибольшие наклоны двигателя в пространстве по крену (в правую и левую стороны) и максимальные по величине и продолжительности действия (согласно ожидаемым условиям эксплуатации) положительные и отрицательные нормальные и боковые его перегрузки. Испытаниями должны быть охвачены основные режимы двигателя, регламентированные Руководством по технической эксплуатации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в летной эксплуатации, входящих в его конструкцию;
      4) работоспособность агрегатов систем отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Примечание 1. Для турбовинтового двигателя работа на режиме земного малого газа также должна быть оценена при проверке правильности выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта.
      Примечание 2. Оценка работы двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна производиться с учетом результатов испытаний.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха. Эту оценку следует выполнять на земле и при испытаниях в горизонтальном установившемся полете.

      819. Проверка характеристик двигателя при переменных процессах.
      Проверка двигателя при переменных процессах в условиях его летной эксплуатации должна показать:
      1) управляемость, устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) соответствие времени приемистости с полетного малого газа и земного малого газа в условиях ухода на второй круг требованиям технической документации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и агрегатов системы отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов при работе в наземных условиях на месте, а также при рулении ВС (летающей лаборатории);
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов в горизонтальном полете с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации, а также при переменных процессах, возникающих при типичных маневрах ВС в процессе перехода от одного этапа полета к другому, в том числе время приемистости двигателя при уходе ВС (летающей лаборатории) на второй круг на этапе захода на посадку;
      3) работоспособность в летной эксплуатации средств контроля работы двигателя, входящих в его конструкцию;
      4) работоспособность агрегатов системы отбора воздуха из двигателя, входящих в его конструкцию.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на приемистость и устойчивость работы двигателя в условиях ухода на второй круг, а также в условиях полета, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя, следующих факторов:
      1) температуры и давления атмосферного воздуха;
      2) исходного режима двигателя;
      3) теплового состояния двигателя на исходном режиме;
      4) изменения в пределах технических условий регулировки элементов регуляторов, определяющих переменный процесс;
      5) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.

      819. Проверка характеристик системы регулирования и управления двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать соответствие работоспособности системы и соответствие качества регулирования и управления этого двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателями в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами управления и регулирования переменных процессов в двигателе, которые проверяются, максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при этих процессах;
      3) характер и параметры переменных процессов и последующей работы двигателя при имитации тех отказов основных подсистем регулирования, для парирования которых предусмотрен автоматический или ручной переход на регулирование резервными подсистемами;
      4) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      5) работоспособность имеющихся устройств самоконтроля системы и контроля ее работы в эксплуатации, входящих в конструкцию этой системы (двигателя).
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) наклонов двигателя в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры рабочей жидкости регуляторов;
      4) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования;
      5) отбора воздуха из двигателя.

      820. Проверка пусковых свойств двигателя.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации холодного и горячего запуска двигателя на земле и запуска в полете в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя и системы запуска при холодном и горячем запусках на земле;
      2) параметры двигателя и системы запуска при его запуске в полете с режима авторотации и при запуске с подкруткой двигателя пусковым устройством в предусмотренных Руководством по технической эксплуатации условиях;
      3) пожарная безопасность эксплуатации ВС при запусках двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на пусковые свойства двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения двигателя и начала его последующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования двигателя при запуске и в параметрах энергопитания пускового устройства.

      821. Проверка уровня вибраций корпусов и агрегатов двигателя.
      Проверка должна установить отсутствие недопустимого увеличения вибраций корпусов и агрегатов двигателя в ожидаемых условиях его летной эксплуатации по сравнению с уровнем вибраций в стендовых условиях и показать соответствие уровня вибраций требованиям нормативно-технической документации, а также показать работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях и на режимах, на которых проверяется двигатель;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации, а у турбовинтового двигателя также на редукторе воздушного винта.
      Перечень агрегатов двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам стендовых испытаний. Как правило, это должны быть агрегаты, которые являются возбудителями вибраций.

      822. Проверка работоспособности противообледенительной системы двигателя.
      Проверка должна показать, что в условиях летной эксплуатации противообледенительная система двигателя с элементами средств ее управления и контроля, входящими в конструкцию двигателя, работоспособна и не оказывает недопустимого влияния на параметры последнего.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, которые допускается выполнять только в "сухом" воздухе.
      Летные испытания должны быть проведены на различных высотах полета до 11000 метров включительно или до максимальной высоты, согласно ожидаемых условий эксплуатации двигателя, если она менее 11000 метров, с охватом ожидаемого в эксплуатации диапазона скоростей полета. При испытаниях на различных режимах двигателя в диапазоне от режима земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима должны быть оценены:
      1) работоспособность противообледенительной системы (например, по параметрам, характеризующим тепловое состояние, обогреваемых элементов двигателя, параметрам системы обогрева и другим), работоспособность средств управления и контроля противообледенительных систем, входящих в конструкцию двигателя;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя.

      823. Проверка работоспособности реверсивного устройства и его влияния на работу двигателя.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна показать соответствие работоспособности этого устройства и системы его управления, а также устойчивости работы двигателя и его параметров требованиям и данным технической документации на установившихся режимах при прямой тяге и при реверсировании тяги, а также при переменных процессах.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность реверсивного устройства с системой управления при его включении, работе и выключении на земле и на тех этапах полета, на которых разрешено использование режима реверсирования тяги;
      2) характер и параметры работы двигателя с реверсивным устройством на режимах прямой тяги в условиях и на режимах эксплуатации, на которых проверяется двигатель, а также на режимах реверсирования тяги при испытаниях;
      3) работоспособность средств контроля работы реверсивного устройства в эксплуатации, входящих в конструкцию двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики, ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.

      824. Проверка работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать соответствие работоспособности, помехозащищенности и эффективности системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы двигателя при имитации ее срабатывания.
      Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах и при переменных процессах в двигателе с максимальными температурами газа на земле и в полете. Испытания в полете должны выполняться с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации двигателя;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы, потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях его эксплуатации (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) эффективность работы системы при имитации предполагаемого изменения параметров двигателя при его отказе, вызывающем вступление в работу системы. Условия проверки следует устанавливать специальным анализом;
      5) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, входящих в конструкцию системы (двигателя), если они имеются.

      825. Проверка работоспособности и эффективности средств защиты двигателя при помпаже.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать:
      1) для двигателя, оборудованного автоматической системой защиты при помпаже, правильность выбора программы работы системы, ее работоспособность, помехозащищенность и соответствие этих и других ее летно-эксплуатационных характеристик данным технической документации;
      2) для двигателя, на котором не предусмотрена автоматическая система защиты, работоспособность средств, сигнализирующих о возникновении в двигателе помпажа, и эффективность способов, обеспечивающих перевод двигателя на устойчивый режим работы.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены характеристики, относящиеся к предусмотренному на двигателе средству защиты при помпаже:
      1) работоспособность автоматической системы и изменение параметров работы двигателя при имитации срабатывания сигнализатора помпажа на установившихся режимах работы двигателя в диапазоне от земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима и при переменных процессах с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации двигателя;
      2) помехозащищенность электронных блоков автоматической системы или средств сигнализации о возникновении помпажа при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания сигнализатора помпажа, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе двигателя (для предотвращения ложного срабатывания сигнализатора помпажа);
      4) эффективность автоматической системы или способа перевода двигателя на устойчивый режим работы при его помпаже, вызванном искусственно на режиме полетного малого газа и на максимальном режиме при испытании на ожидаемой максимальной высоте крейсерского полета, а также на меньших высотах, если это признано необходимым по результатам стендовых испытаний средств защиты двигателя при помпаже;
      5) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, входящих в конструкцию системы (двигателя), если они имеются.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на эффективность средств защиты двигателя при помпаже (если оно ожидается существенным) изменения свойств двигателя, связанных с изменением температуры атмосферного воздуха в диапазоне, соответствующем ожидаемым условиям эксплуатации.

      826. Проверка параметров и устойчивости работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор.
      Проверка в условиях летной эксплуатации двигателя должна показать:
      1) устойчивость работы и соответствие требованию и данным технической документации параметров двигателя при впрыске жидкости в его компрессор в наземных и полетных условиях, в которых применение системы разрешено Руководством по технической эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, входящих в конструкцию двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер работы двигателя и соответствие параметров двигателя требуемой величине восстановления или форсирования взлетной тяги (мощности) при наземном опробовании системы впрыска жидкости и при ее включении на режимах полета, на которых это разрешено Руководством по технической эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, входящих в конструкцию двигателя, в том числе средств управления и контроля работы системы в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя и системы впрыска жидкости (если оно ожидается существенным) следующих факторов:
      1) ветровых условий температуры атмосферного воздуха у земли;
      2) наклонов двигателя в пространстве и перегрузок по различным его координатным осям.

      827. Проверка работы двигателя в полетах по типовому профилю.
      Для подтверждения достоверности выбора режимов стендовых ресурсных испытаний двигателя должна быть проведена проверка в полетах по типовым профилям ожидаемых условий эксплуатации объемом не менее 50 полетных циклов.

122. Испытания двигателя при сертификации ВС

      828. При сертификации ВС двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания по проверке:
      1) работы двигателя на установившихся режимах;
      2) работы двигателя при переменных процессах;
      3) системы регулирования и управления двигателя;
      4) запуска двигателя;
      5) вибрационных характеристик элементов двигателя при его работе в самолетной компоновке;
      6) противообледенительной системы двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения;
      7) работы двигателя с реверсивным устройством и его влияния на характеристики ВС;
      8) достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя;
      9) системы защиты от перегрева турбины;
      10) средств защиты двигателя при помпаже;
      11) работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор;
      12) параметров полетного цикла двигателя на ВС;
      13) эксплуатационной технологичности двигателя.

      829. Испытаниям должен подвергаться двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа двигателя, предъявляемому на государственные испытания или прошедшему их. Испытания могут проводиться на других двигателях того же типа, имеющих отличия от вышеуказанного образца, существенно не влияющие на проверяемые характеристики.

      830. Испытания должны проводиться на ВС того типа, для которого предназначен двигатель. Испытаниями должны быть охвачены все те применяемые на ВС виды компоновок двигателей в силовой установке, которые могут привести к существенным отличиям в условиях работы двигателя. Отдельные части испытаний допускается выполнить на летающей лаборатории, если на ней достаточно полно (в отношении проверяемых характеристик) воспроизведены конструкция и компоновка элементов силовой установки, а также связанных с двигателем или влияющих на его работу элементов и систем ВС, для которых двигатель предназначен.

      831. При испытаниях следует оценить влияние на проверяемые характеристики взаимодействия двигателей в силовой установке и возможных отклонений в работе связанных с двигателем функциональных систем ВС, если есть основание считать это влияние существенным.

      832. При сертификации ВС назначенный ресурс двигателя и ресурс двигателя до первого капитального ремонта может быть увеличен по сравнению с установленным при сертификации двигателя "до установки на ВС" на основании и в соответствии с фактическим объемом проведенных к этому времени испытаний.
      При этом в испытательный цикл могут быть внесены уточнения в соответствии с данными летных испытаний. В подтверждение установленного начального ресурса до первого капитального ремонта должны быть проведены эксплуатационные испытания двигателя на ВС. В процессе испытаний 3-4 двигателя должны отработать на ВС не менее половины начального ресурса до первого капитального ремонта с дефектацией одного-двух из них.
      Если летная наработка остальных двигателей меньше ресурса до первого капитального ремонта, устанавливаемого к моменту сертификации ВС, то они должны быть подвергнуты испытаниям на стенде по программе эквивалентно-циклических испытаний или по эксплуатационной программе до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу, с последующей разборкой и дефектацией.

      833. Для подтверждения достаточной надежности двигателя наработка на отказ, приводящий к выключению двигателя в полете, для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета не более 5 часов, должна составлять не менее 8500 часов, а для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета более 5 часов, - не менее 12000 часов. Наработка на отказ определяется по суммарной наработке двигателей в стендовых длительных и ресурсных (эквивалентно-циклических и по эксплуатационной программе) испытаниях, а также в летных испытаниях на летающей лаборатории и ВС и количеству отказов при этих испытаниях, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете.
      Примечание 1. Отказы, для устранения которых разработаны эффективные мероприятия, проверенные испытаниями, в зачет не принимаются.
      Примечание 2. При ускоренных стендовых испытаниях должна засчитываться наработка двигателя, равная длительности полетного цикла, соответствующего испытательному циклу.

123. Летные испытания двигателя

      834. Проверка работы двигателя на установившихся режимах.
      Проверка на установившихся режимах двигателя в условиях его эксплуатации на ВС, включая режимы полета, создающие гироскопические нагрузки на его ротор, должна подтвердить:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным, указанным в технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и систем отбора воздуха из двигателя.

      835. Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, и других установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления двигателя;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем в следующих полетных условиях:
      на всех этапах полетов по типовым профилям применения ВС при соответствующих режимах двигателя, а также при наборе высоты практического потолка ВС и снижении с него, экстренном снижении с максимальной высоты крейсерского полета до минимальной высоты безопасного вывода ВС в горизонтальный полет.
      Испытаниями при взлетах, наборах высоты и снижении должны быть охвачены режимы полета, при которых создаются наибольшие возможные в ожидаемых условиях эксплуатации ВС положительные и отрицательные углы наклона двигателя в пространстве по тангажу;
      при разгонах и торможениях ВС в горизонтальном полете при работе двигателя на максимальном режиме и режиме полетного малого газа соответственно. Испытания следует провести на различных высотах полета, в том числе на максимальной высоте крейсерского полета;
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах, включая высоту практического потолка ВС, с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации ВС. При этом работа двигателя должна быть проверена на основных установившихся режимах, указанных в Руководстве по технической эксплуатации, и на промежуточных режимах, характерных для его программы регулирования и управления;
      при выполнении ВС маневров с предельно-допустимыми параметрами полета, а именно правых и левых виражей с максимальным допустимым креном при максимальной допустимой величине перегрузки, а также "горок" и "скольжений" с максимальной допустимой величиной и максимальной возможной или допустимой продолжительностью действия возникающих при этом положительных и отрицательных перегрузок. Указанные маневры должны быть выполнены на крейсерских высотах полета ВС в полетной конфигурации и на минимальных безопасных высотах во взлетной и посадочной конфигурациях. Испытаниями должны быть охвачены все применяемые в этих условиях режимы двигателя;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации;
      4) работоспособность систем отбора воздуха из двигателя.
      Примечание 1. Для турбовинтового двигателя работа на режиме земного малого газа также должна быть оценена при подтверждении правильности выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта.
      Примечание 2. Оценка работы двигателя, снабженного реверсивным устройством, должна производиться с учетом результатов испытаний.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха. Эту оценку следует выполнять на земле и при испытаниях в горизонтальном установившемся полете;
      3) сочетания режимов работы проверяемого и соседнего двигателей, если воздух к ним поступает из близко расположенных друг к другу воздухозаборников.

      836. Проверка работы двигателя при переменных процессах.
      Проверка работы двигателя при переменных процессах в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить:
      1) управляемость, устойчивость работы и соответствие параметров двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) соответствие времени приемистости с полетного малого газа и земного малого газа в условиях ухода на второй круг требованиям технической документации;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации и системы отбора воздуха из двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом, во всем допустимом диапазоне режимов при работе в наземных условиях на месте, а также при рулении ВС;
      2) характер и параметры работы двигателя и его топливной и масляной систем при прямых, обратных и встречных перемещениях рычагов управления двигателями с различным темпом во всем допустимом диапазоне режимов в горизонтальном полете с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации ВС при переменных процессах, возникающих при типичных маневрах ВС в процессе перехода от одного этапа к другому, в том числе время приемистости двигателя при уходе ВС на второй круг на этапе захода на посадку;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в эксплуатации;
      4) работоспособность агрегатов системы отбора воздуха из двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на приемистость и устойчивость работы двигателя в условиях ухода на второй круг, а также в условиях полета, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя, следующих факторов:
      1) температуры и давления атмосферного воздуха;
      2) исходного режима двигателя;
      3) теплового состояния двигателя на исходном режиме;
      4) изменения в пределах технических условий регулировки элементов регуляторов, определяющих переменный процесс;
      5) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха;
      6) сочетания режимов работы проверяемого и смежного двигателей в случае, если воздух к ним поступает из близко расположенных воздухозаборников.

      837. Проверка системы регулирования и управления двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности системы, качества регулирования и управления этого двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям главы 103 и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателями в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами управления и регулирования переменных процессов в двигателе, проверяемых, максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров двигателя при этих процессах;
      3) помехозащищенность электронных блоков системы при возможных в условиях эксплуатации на воздушном судне воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      4) работоспособность имеющихся устройств контроля системы в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики работы системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) положения ВС в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры рабочей жидкости регуляторов в пределах, возможных в эксплуатации;
      4) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования;
      5) отбора воздуха из двигателя.

      838. Проверка запуска двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на судне должна подтвердить пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации, холодного и горячего запусков двигателя на земле и запусков в полете в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, а также показать приемлемость процедуры запуска двигателя по ее влиянию на удобство управления ВС и по требованиям к экипажу.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя и системы запуска при холодном и горячем запусках на земле;
      2) параметры двигателя и системы запуска при его запуске в полете с режима авторотации и при запуске с подкруткой двигателя пусковым устройством в предусмотренных Руководством по летной эксплуатации условиях;
      3) пожарная безопасность эксплуатации ВС при запуске двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по летной эксплуатации;
      4) процедуры, выполняемые экипажем для запуска двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно окажется существенным) на пусковые свойства двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения двигателя и начала его последующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования двигателя при запуске и к параметрах энергопитания токового устройства.

      839. Проверка вибрационных характеристик элементов двигателя при его работе в самолетной компоновке.
      Проверка должна подтвердить отсутствие недопустимого увеличения уровня вибрационного нагружения элементов роторов турбокомпрессора и вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях эксплуатации двигателя на ВС по сравнению с уровнем вибрации в стендовых условиях и соответствие уровня вибрации требованиям нормативно-технической документации, а также подтвердить работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов двигателя в условиях и на режимах, на которых проверяется двигатель;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного двигателя;
      3) характер и уровень вибрационного нагружения элементов роторов двигателя в условиях проверки.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) сочетания режимов работы проверяемого и соседнего двигателей в случае, если воздух к ним поступает из близко расположенных воздухозаборников;
      3) отбора воздуха из двигателя при раздельном и одновременном включении потребителей воздуха.
      Проверке для определения характера и уровня вибрационного нагружения подлежат те элементы роторов турбокомпрессора, для которых признано, что при стендовых испытаниях недостаточно полно воспроизведены существенно влияющие эксплуатационные факторы.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации, а у турбовинтового двигателя также на редукторе воздушного винта.
      Перечень агрегатов двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам испытаний.

      840. Проверка противообледенительной системы двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить результаты расчетов, стендовых испытаний и летных испытаний системы и в совокупности с ними показать, что при эксплуатации противообледенительной системы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации ВС в условиях обледенения не могут возникнуть нарушения работы двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в "сухом" воздухе и в контролируемых условиях обледенения.
      Испытания должны быть проведены в установленном программой диапазоне высот полета на скоростях, соответствующих ожидаемым условиям эксплуатации ВС в случае нормальной работы всех двигателей, а также в случае отказа некоторых из них. При этом на различных режимах двигателя с охватом эксплуатационного диапазона их изменения должны быть оценены:
      1) работоспособность и эксплуатационные особенности противообледенительной системы двигателя и средств ее управления и контроля;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя;
      3) эффективность противообледенительной системы в условиях обледенения, влияние остаточного льдообразования на работу двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя запаздывания включения противообледенительной системы длительностью 1 минута, а также влияние продолжительности полета в условиях обледенения.

      841. Проверка работы двигателя с реверсивным устройством и его влияния на характеристики ВС.
      Проверка в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности реверсивного устройства и системы его управления, устойчивости работы и параметров двигателей, как снабженных, так и не снабженных этим устройством, данным технической документации на установившихся режимах прямой тяги и при реверсировании тяги, а также при переменных процессах, и показать, что на режимах эксплуатации с использованием реверсирования тяги не возникает недопустимого влияния реверсивного устройства на поведение, летные характеристики и прочность конструкции ВС.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность реверсивного устройства с системой управления при его включении, работе и выключении на земле и на тех этапах полета, на которых разрешено использование режима реверсирования тяги;
      2) характер и параметры работы двигателя с реверсивным устройством на режимах прямой тяги в условиях и на режимах эксплуатации, на которых проверяется двигатель, а также на режимах реверсирования тяги при испытаниях;
      3) влияние работы двигателя на режиме реверсирования тяги на работу и параметры других двигателей ВС, как снабженных, так и не снабженных реверсивным устройством;
      4) влияние работы реверсивного устройства на нагружение элементов ВС и его поведение при нормальном функционировании устройства, а также при имитации отказов, приводящих к его самопроизвольному включению и невключению, если они не относятся к событиям практически невероятным.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.
      Имитация отказа, приводящего к самопроизвольному включению реверсивного устройства, выполняется только при наличии подсистемы, обеспечивающей автоматическое выключение или дросселирование двигателя при таком отказе. Необходимость проверки устанавливается на основании оценки вероятности и возможных последствий самопроизвольного включения устройства. Анализ может быть выполнен, например, на основе моделирования или опыта эксплуатации устройств-прототипов. Режимы и этапы полета, на которых следует производить проверку, должны устанавливаться по результатам этого анализа с учетом безопасности проведения испытаний.
      Имитация отказа, приводящего к невключению реверсивного устройства, выполняется при послепосадочном пробеге ВС. При этом должна быть оценена правильность выбора ограничения режима работы двигателя с невключившимся реверсивным устройством по его влиянию на поведение ВС.

      842. Проверка достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации двигателя на ВС должна подтвердить наличие достаточного запаса газодинамической устойчивости, гарантирующего устойчивую работу данного типа двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в условиях и на режимах эксплуатации, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости двигателя. При подтверждении достаточности запаса может быть использован один из следующих методов:
      1) демонстрация устойчивой работы одного экземпляра двигателя, запас газодинамической устойчивости, которого преднамеренно уменьшен, например, за счет изменения конструктивных элементов, изменения программ регулирования, увеличения внешнего воздействия. Уменьшение запаса должно имитировать воздействие на него всех существенных для данного типа двигателя факторов, которые при испытаниях непосредственно не воспроизводятся (например, разброса запасов, обусловленного допусками на изготовление и отладку двигателя, уменьшения запасов из-за выработки ресурса и других). Величина преднамеренного уменьшения запаса должна быть установлена программой испытаний;
      2) демонстрация устойчивой работы большого числа нормально изготовленных и отрегулированных двигателей, признанного достаточным.
      При выборе условий испытаний должно быть учтено влияние (если оно ожидается существенным) на газодинамическую устойчивость двигателя следующих факторов:
      1) изменения режимов работы компрессора в диапазоне, обусловленном режимами двигателя, допусками на отладку системы его регулирования и температурой атмосферного воздуха;
      2) ветровых условий у земли (при испытаниях может быть использован искусственно получаемый воздушный поток);
      3) уровня параметров потока воздуха на входе в двигатель и его неоднородности, обусловленных условиями полета и маневрами ВС в ожидаемых условиях его эксплуатации;
      4) времени выдержки двигателя на исходном режиме перед выполнением характерных переменных процессов;
      5) режима работы соседнего с проверяемым двигателем, при близком расположении друг к другу их воздухозаборников.
      Испытания допускается провести только для тех критических условий и режимов эксплуатации, для которых при стендовых испытаниях не получены убедительные доказательства достаточности запаса газодинамической устойчивости двигателя.
      При оценке результатов настоящих испытаний необходимо учесть данные об устойчивости работы двигателя при выходах ВС на предельные ограничения, осуществляемых при испытаниях.

      843. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности, помехозащищенности и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует проводить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы двигателя при имитации ее срабатывания.
      Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах двигателя и при переменных процессах с максимальными температурами газа на земле и в полете;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, колебаний параметров электропитания, включения мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы, потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации ВС (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, если они имеются.

      844. Проверка средств защиты двигателя при помпаже.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности, помехозащищенности и других летно-эксплуатационных характеристик элементов средств защиты данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность элементов средств защиты и изменение параметров работы двигателя при имитации срабатывания сигнализатора помпажа на земле и в полете на установившихся режимах работы двигателя в диапазоне от земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима и при переменных процессах;
      2) помехозащищенность электронных блоков автоматической системы или средств сигнализации о возникновении помпажа при воздействии на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, колебаний параметров электропитания, включения мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания сигнализатора помпажа, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации ВС (для предотвращения ложного срабатывания сигнализатора помпажа).

      845. Проверка работы двигателя при впрыске охлаждающей жидкости в его компрессор.
      Проверка в условиях работы двигателя на ВС должна подтвердить:
      1) устойчивость работы и соответствие требованию и данным технической документации параметров двигателя при впрыске жидкости в его компрессор в наземных и полетных условиях, в которых применение системы разрешено Руководством по летной эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы впрыска жидкости.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры двигателя по их соответствию требуемой величине восстановления или форсирования взлетной тяги (мощности) при наземном опробовании системы впрыска жидкости и при ее включении на режимах полета, на которых это разрешено Руководством по летной эксплуатации;
      2) работоспособность элементов системы, в том числе средств управления и контроля ее работы в эксплуатации;
      3) удобство управления системой и синхронность включения и выключения системы на симметрично расположенных двигателях.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу двигателя и системы впрыска жидкости (если оно ожидается существенным) следующих факторов:
      1) ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли;
      2) положения ВС в пространстве и перегрузок по различным его координатным осям.

      846. Проверка параметров полетного цикла двигателя на ВС.
      Должны быть определены параметры полетного цикла, режимы работы двигателя, их продолжительность и повторяемость в ожидаемых условиях эксплуатации двигателя на ВС данного типа с целью уточнения испытательных циклов эквивалентно-циклических испытаний и испытаний по эксплуатационной программе. Объем определяется программой летных испытаний.

      847. Проверка эксплуатационной технологичности двигателя.
      Проверка должна показать, что в эксплуатационных условиях на ВС обеспечивается возможность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены двигателей, их деталей, узлов и агрегатов согласно указаниям Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания двигателя.
      При проверке, которую следует произвести непосредственно на ВС в условиях стоянки и других условиях, предписанных Регламентом технического обслуживания, необходимо отметить:
      1) обеспеченность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены деталей, узлов, агрегатов двигателя, средств обнаружения механических повреждений в соответствии с требованиями и указаниями Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания;
      2) взаимозаменяемость двигателей в применяемых на ВС компоновках силовой установки;
      3) обеспеченность процедур консервации и расконсервации двигателя;
      4) обеспеченность проверки и регулировки гидроприводов двигателя, проверки подвижных элементов реактивного сопла, если они имеются на двигателе, от аэродромных источников энергии (без запуска двигателя);
      5) обеспеченность и удобство медленного проворачивания ротора (роторов) двигателя.
      Проверку следует провести в различных климатических условиях эксплуатации ВС.

124. Испытания серийных и ремонтных двигателей

      848. Серийные и ремонтные двигатели должны подвергаться сдаточным и контрольным стендовым испытаниям и переборкам, предписанным программами, а при необходимости также дополнительным испытаниям.
      При испытании ремонтных двигателей в случае необходимости могут предусматриваться методы и условия испытаний, отличающиеся от предписываемых программами сдаточных и контрольных испытаний серийных двигателей.
      Объем испытаний и переборок серийных и ремонтных двигателей с обследованием состояния деталей после разборки двигателя может быть сокращен, если будет показано, что совершенство конструкции, качество и контроль изготовления, а также методика испытаний обеспечивают, при соблюдении правил обслуживания, предписанных Руководства по технической эксплуатации, сохранение работоспособности двигателя в течение межремонтного ресурса.
      Примечание 1. Любое сокращение объема испытаний или переборок двигателя может быть пересмотрено при обнаружении ухудшения работоспособности двигателя в эксплуатации или при введении значительных изменений в конструкцию двигателя.
      Примечание 2. Объем испытаний ремонтных двигателей может отличаться от объема испытаний серийных двигателей.
      Примечание 3. При производстве двигателей малыми сериями объем испытаний, и количество переборок их может сокращаться.

      849. Испытания серийных и ремонтных двигателей следует разделять на сдаточные и контрольные. Целью сдаточных испытаний является:
      1) проверка соответствия техническим условиям качества изготовления и сборки двигателя;
      2) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих двигатель;
      3) подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями.
      Целью контрольных испытаний является:
      4) проверка соответствия техническим условиям качества повторной (после сдаточных испытаний) сборки двигателя;
      5) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих двигатель;
      6) проверка регулировки и отладки двигателя и соответствия его параметров и характеристик заданным техническими условиями;
      7) официальное подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями и его приемка.
      Примечание. При соответствующем обосновании сдаточные и контрольные испытания могут совмещаться.

      850. Испытания должны проводиться в последовательности, указанной в программах сдаточных и контрольных испытаний в соответствии с общими требованиями, а также следующими дополнительными положениями:
      1) измерение тяги турбовинтового двигателя в статических условиях должно проводиться на испытательном стенде принятого типа. Измерение мощности турбовинтового двигателя должно осуществляться на двигателе с воздушным винтом, принятым способом; при этом должна быть надлежащим образом учтена реактивная тяга газовой струи;
      2) испытания должны включать работу двигателя при максимальной температуре масла на входе. Время работы на соответствующих режимах с максимальной температурой масла на входе и величина этой температуры должны быть указаны в программе испытаний.
      Такие испытания можно не проводить, если имеющиеся материалы доказывают отсутствие их необходимости;
      3) если в процессе сдаточных испытаний оказывается необходимой замена какой-либо основной детали или узла, эти испытания или их часть должны быть повторены в согласованном объеме.
      Если в процессе сдаточных испытаний оказывается необходимой замена какого-либо вспомогательного элемента конструкции или детали, то такая замена может быть разрешена без соответствующего испытания на другом экземпляре двигателя в соответствии с действующей для серийного производства документацией;
      4) все приводы вспомогательного оборудования и самолетных агрегатов в процессе сдаточных испытаний должны быть загружены принятым способом стендовыми агрегатами или специальными устройствами, нагрузочный момент которых полностью соответствует эксплуатационным величинам. В процессе сдаточно-контрольных испытаний агрегаты, которые не являются необходимыми для обеспечения нормальной работы двигателя, могут не устанавливаться или отключаться;
      5) программы сдаточных и контрольных испытаний должны предусматривать работу двигателя с установленными для него отборами воздуха. Испытания должны показать работоспособность двигателя с включенными отборами воздуха и удовлетворительное функционирование системы и агрегатов отбора, принадлежащих двигателю;
      6) должно предусматриваться проведение испытаний с утвержденным для полетных условий реактивным соплом, если иное не установлено программой испытаний;
      7) при всех испытаниях должны применяться топлива и масла, которые утверждены для данного типа двигателя.

      851. Дополнительно к общей оценке работы двигателя и определению его характеристик должны быть обеспечены заявленные значения следующих величин:
      1) приведенных температур газа на взлетном и максимальном продолжительном режимах. Эти температуры не должны превышать утвержденных максимальных величин. Все измеренные величины температуры газа должны находиться в согласованных пределах отклонения от средней температуры, полученной при испытаниях;
      2) приведенной тяги (мощности) на взлетном и максимальном продолжительном режимах. Их величины должны находиться в согласованных пределах и устанавливаться на основании государственных испытаний двигателя данного типа;
      3) приведенного удельного расхода топлива двигателя на заявленных режимах;
      4) давления масла на максимальном продолжительном режиме;
      5) прокачки (циркуляционного расхода) масла. Если масляный бак не является неотъемлемой частью двигателя, то прокачку следует измерять при выполнении 4-й части контрольных испытаний;
      6) среднего часового расхода масла;
      7) времени приемистости.

      852. Если двигатели предназначены для установки на серийное ВС, то данные серийных и ремонтных двигателей должны включать:
      1) параметры двигателя на взлетном, максимальном продолжительном и других режимах, оговоренных в программе испытаний (при работе на стенде с параметрами воздуха по стандартной атмосфере) без учета отбора воздуха и затрат мощности на привод вспомогательных и самолетных агрегатов. Должен указываться разброс значений параметров, полученных как в процессе контрольных испытаний, так и в конце ресурса до очередного капитального ремонта (по материалам проверки характеристик на достаточном количестве рассматриваемых двигателей, выбранных из серии);
      2) влияние на заявленные параметры величин давления, температуры и влажности окружающего воздуха, скорости полета, коэффициента отбора воздуха.

      853. При совмещении сдаточных и контрольных испытаний сокращенная программа испытаний должна включать:
      1) приработку двигателя;
      2) отладку и проверку регулировки двигателя на соответствие его параметров и характеристик заданным техническим условиям;
      3) подтверждение соответствия основных данных двигателя заданным техническими условиями;
      4) приемку двигателя.

125. Сдаточные испытания серийных и ремонтных двигателей

      854. Программа сдаточных испытаний должна предусматривать виды проверок, указанные в таблице 15.
      Примечание. Сокращение продолжительности испытания в части 5 может быть допущено, если это признано целесообразным.

                                                    Таблица 15.

Часть

Продолжительность
работы в часах, мин.

Режим работы двигателя

1

-

Два запуска (один из них холодный)

2

-

Приработка двигателя согласно
предписанной программе

3

-

Проверки, которые необходимы для
подтверждения работоспособности
двигателя (например, проверка
отсутствия утечек топлива и т.п.)

4

0-05

Земной малый газ

5

0-30

Максимальный продолжительный

6

0-05

Взлетный

7

-

Промежуточные (эксплуатационные)

8

-

Три пробы приемистости с режима
земного малого газа до взлетного
режима и три сброса газа с
взлетного режима до режима малого
газа. Рычаги управления двигателями
при пробах приемистости и сбросах
газа должен перемещаться в течение
не более одной секунды.

      855. После сдаточных испытаний двигатель должен быть разобран для проверки состояния его деталей. Допускается разборка в сокращенном объеме (поузловая), если это признано достаточным для дефектации.

      856. При сокращении объема сдаточных испытаний устанавливаегся количество (процент) двигателей, испытываемых с нагруженными приводами вспомогательных и самолетных агрегатов. Это количество испытываемых двигателей может постепенно уменьшаться до полного исключения испытаний с нагруженными приводами упомянутых агрегатов.

126. Контрольные испытания серийных и ремонтных двигателей

      857. Программа контрольных испытаний должна предусматривать виды проверок, указанные в таблице 16.
      Примечание. Сокращение продолжительности испытания в части 4 может быть допущено, если это признано целесообразным.

                                                      Таблица 16.

Часть

Продолжительность
работы в часах, мин.

Режим работы двигателя

1

-

Три запуска (один из них холодный),
осуществляемые посредством устройств
для запуска, установленных на двигателе
и применяемых в эксплуатации

2

-

Приработка двигателя согласно
предписанной программе

3

-

Проверки, которые необходимы для
подтверждения работоспособности двигателя (например, проверка
отсутствия утечек топлива)

4

0-15

Максимальный продолжительный

5

-

Три пробы приемистости от режима
земного малого газа до взлетного режима
и три сброса газа с взлетного режима до
режима земного малого газа.
Продолжительность перемещения рычагов
управления двигателями при пробах
приемистости и сбросах газа не должна
превышать одной секунды

6

0-05

Взлетный

7

-

Определение характеристик двигателя в
области эксплуатационных режимов
работы, охватывающей диапазон частот
вращения от взлетного режима до режима
земного малого газа. При снижении
частоты вращения должно быть определено
не менее семи точек характеристики, а
при обратном изменении частоты вращения - пяти

127. Дополнительные испытания серийных и ремонтных двигателей

      858. Дополнительным стендовым испытаниям, включающим периодические (комиссионные) и технологические испытания, должны подвергаться серийные и ремонтные двигатели. Комиссионными испытаниями должна проверяться стабильность качества выпускаемой продукции.
      Технологическими испытаниями должны проверяться:
      1) конструктивные и технологические изменения, внесенные для усовершенствования серийного и ремонтного двигателей;
      2) таблица предельных износов и зазоров ремонтных двигателей;
      3) содержание группового комплекта для ремонта двигателя.

      859. Для двигателей серийного производства должна быть отработана методика контроля стабильности запаса газодинамической устойчивости и установлена периодичность проверки двигателя.

      860. Один двигатель, выбранный произвольно из партии, выпущенной за определенный период времени, установленный технической документацией, должен пройти комиссионные испытания по программе 150-часовых испытаний (глава 118).

128. Увеличение ресурсов

      861. Общие требования. Увеличение ресурса до первого капитального ремонта и межремонтного ресурса серийного двигателя должно производиться для всего парка двигателей данной модификации или для серий данной модификации.
      При подтверждении увеличенных ресурсов (назначенного, до первого капитального ремонта, межремонтного) в испытательные циклы при необходимости должны быть внесены уточнения в соответствии с накопленными данными о фактических условиях эксплуатации парка двигателей.
      При увеличении ресурсов серийного двигателя, начиная с третьего года эксплуатации, подтвержденная наработка на отказ, приводящий к выключению двигателя в полете, должна быть не менее 14000 ч для двигателей ВС с продолжительностью полета не более 5 часов и не менее 20000 ч для двигателей ВС с продолжительностью полета более 5 часов.
      Указанная наработка на отказ определяется по суммарной наработке двигателей в эксплуатации и количеству отказов, приводящих к выключению двигателя в полете, за два предшествующих года эксплуатации.

      862. Увеличение назначенного ресурса двигателя.
      Увеличение временно назначенного ресурса двигателя подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями.
      Увеличение временно назначенных ресурсов основных деталей и узлов производится на основании их эквивалентно-циклических испытаний. При проведении этих испытаний рекомендуется использовать детали и узлы, имеющие предварительную наработку в эксплуатации.

      863. Увеличение ресурса до первого капитального ремонта.
      Увеличение ресурса до первого капитального ремонта подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями двух двигателей.
      При увеличении ресурса должны быть учтены данные о результатах эксплуатации парка двигателей и о дефектации двигателей при их ремонтах в пределах ранее действовавших ресурсов. Для получения дополнительной диагностической информации рекомендуется через каждые 500-1000 часов наработки производить разборку и дефектацию 1-2 двигателей из числа двигателей с наибольшей наработкой. В счет указанных двигателей разрешается использовать двигатели, снятые с эксплуатации по другим причинам.
      Эквивалентно-циклические испытания проводятся с запасом по числу испытательных циклов по отношению к увеличенному ресурсу. При ресурсах до 2500 часов запас принимается в 20%, а при больших ресурсах запас по числу испытательных циклов должен соответствовать превышению наработки по отношению к устанавливаемому ресурсу на 500 часов.
      Испытания могут проводиться путем доработки до необходимого числа испытательных циклов на двигателях, отработавших в эксплуатации ранее установленный ресурс или его часть, с полным зачетом фактической наработки двигателя в часах и полетных циклах.
      Двигатели, успешно прошедшие испытания могут быть без разборки использованы для продолжения испытаний с целью дальнейшего увеличения ресурса.
      Испытания одного из указанных двигателей могут проводиться по эксплуатационной программе, но с запасом.

      864. Установление межремонтных ресурсов.
      Межремонтные ресурсы устанавливаются в пределах назначенного ресурса двигателя.
      Для установления каждого межремонтного ресурса проводятся следующие работы:
      1) эквивалентно-циклические испытания одного ремонтного двигателя на заводе-изготовителе;
      2) испытания одного ремонтного двигателя по согласованной программе на ремонтном заводе;
      3) обобщение опыта эксплуатации парка двигателей.

129. Системы силовой и вспомогательной установок, пожарная защита ВС

      865. Силовая установка - совокупность элементов ВС, необходимых для создания тяги. Силовая установка включает двигатели, воздушные винты (для турбовинтового двигателя), топливную, масляную системы, системы управления двигателями, контроля, охлаждения, воздухозаборники, пожарную защиту и др.

      866. Вспомогательная силовая установка - совокупность элементов с вспомогательным газотурбинным двигателем, являющаяся источником сжатого воздуха, электроэнергии, мощности на валу и предназначенная для обеспечения работы систем ВС на земле и в полете, в том числе для запуска двигателей силовой установки и электроснабжения систем ВС в полете при отказе первичных источников, установленных на двигателях силовой установки.

      867. Приборы контроля работы силовой и вспомогательной установок аппаратура, обеспечивающая измерение и индикацию параметров работы двигателей и систем силовой и вспомогательной установок.

      868. Топливная система - система для размещения топлива на ВС, выработки его в определенном порядке, подачи топлива в двигатели силовой установки и вспомогательной силовой установки и другие потребители, а также выполнения вспомогательных функций.

      869. Система централизованной заправки топливом - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие наполнение баков топливом в заданной последовательности и в определенном количестве при подаче топлива под давлением.

      870. Система аварийного слива топлива - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие в необходимых случаях быстрый слив определенного количества топлива из баков в атмосферу во время полета.

      871. Система дренажа топливных баков - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие сообщение воздушных полостей баков с атмосферой.

      872. Топливный бак-кессон - герметизированный отсек конструкции ВС, предназначенный для размещения топлива.

      873. Насос подкачки топлива - насос, который подает топливо к двигателям из расходного бака или расходного отсека топливного бака.

      874. Насос перекачки топлива - насос для перекачки топлива из одних топливных баков ВС в другие.

      875. Расходный топливный бак - топливный бак ВС, из которого топливо подается к двигателям (двигателю) и другим потребителям.

      876. Расходный отсек топливного бака - часть топливного бака ВС, из которого топливо подается к двигателю и другим потребителям.
      Масляная система - система силовой установки, включающая агрегаты и узлы двигателя и силовой установки, обеспечивающая размещение и охлаждение масла, а также его циркуляцию для смазки и охлаждения узлов трения двигателя в процессе его работы.

      877. Система охлаждения и вентиляции силовой установки совокупность элементов ВС и двигателя, обеспечивающих подвод и отвод воздуха для охлаждения наиболее теплонапряженных элементов конструкции мотогондол, внешних корпусов и агрегатов двигателя, а для вспомогательного газотурбинного двигателя дополнительно - создание необходимых температурных условий для его запуска в полете.

      878. Система управления двигателями - совокупность всех элементов, обеспечивающих запуск, изменение или поддержание режима работы (тяги или мощности) и выключение каждого двигателя силовой установки.

      879. Комплекс средств пожарной защиты ВС - совокупность конструктивных мер пожарной защиты, средств пожарной сигнализации и пожаротушения, контроля и управления ими на ВС.

      880. Пожароопасный отсек - отсек на ВС, в котором имеется потенциальная опасность возникновения очага пожара.

      881. Противопожарный кран - устройство с дистанционным управлением, предназначенное для прекращения поступления топлива к двигателю и другим потребителям пожароопасного отсека.

      882. Огненепроницаемый материал - материал, не пропускающий пламя керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 о С в течение 15 минут.

      883. Огнестойкий материал - материал, выдерживающий действие пламени керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 о С в течение 5 минут.

      884. Общие положения. Двигатели и их системы в силовой установке ВС должны располагаться и изолироваться друг от друга таким образом, чтобы каждый двигатель с соответствующими системами мог управляться и работать независимо от других двигателей.
      Любой один отказ систем силовой установки (топливной, масляной, управления и др.) не должен приводить к отказу более чем одного двигателя.

      885. Совокупность предельных значений температуры, давления и влажности атмосферного воздуха, при которых должна обеспечиваться нормальная работа систем силовой установки и вспомогательной силовой установки и их элементов и агрегатов.

      886. Системы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны обеспечивать работу всех двигателей в соответствии с установленными требованиями, определяющими работу системы, во всех ожидаемых условиях эксплуатации (например, при всех режимах работы двигателя, положениях и перегрузках ВС, атмосферных условиях, температурах топлива).

      887. Система запуска двигателей на ВС должна обеспечивать возможность запуска одного (любого) из двигателей и последующий запуск других с использованием энергии работающих.

      888. Элементы силовой и вспомогательной установок по технологичности, проведению обслуживания и применяемым материалам должны соответствовать требованиям.

      889. Для устранения возможности возникновения разности потенциалов между основными элементами силовой установки и конструкцией ВС между ними должны быть обеспечены электрические контакты (металлизация), удовлетворяющие требованиям.

      890. Трубопроводы топливной, масляной, пожарной и других систем силовой установки должны быть маркированы в соответствии с действующими нормалями и защищены от коррозии.

      891. На ВС с воздушным винтом:
      1) расстояние между концом лопасти воздушного винта и поверхностью взлетно-посадочной полосы, включая эксплуатацию на грунтовых аэродромах, при загруженном ВС до максимально допустимой взлетной массы G max д.в должно обеспечивать нормальные условия эксплуатации. Расстояние до земли при полностью обжатых амортизаторах должно быть не менее 180 миллиметров и при этом должен быть обеспечен зазор между концом лопасти воздушного винта и землей при накаченной покрышке колеса;
      2) расстояние между концом лопасти и другими частями ВС (фюзеляж, концы лопастей другого воздушного винта и др.) должно быть не менее 250 миллиметров. Если при этом наблюдаются вибрации винта или частей ВС, то это расстояние должно быть увеличено;
      3) зазор между задней кромкой лопасти винта во флюгерном положении и неподвижными частями ВС должен быть не менее 25 миллиметров;
      4) должна быть предусмотрена противообледенительная система кока винта, предохраняющая кок от наращивания льда в условиях, указанных в пунктах 454 и 455.

      892. Для контроля за работой силовой установки и вспомогательной силовой установки на ВС должны быть установлены средства контроля.

      893. В конструкции систем силовой установки должны максимально использоваться стандартизованные и унифицированные агрегаты.

      894. Провода, применяемые в электроцепях систем силовой установки и вспомогательной силовой установки, а также в системах пожарной защиты, должны удовлетворять требованиям, кроме случаев, когда предусмотрены специальные требования.

      895. Системы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны быть спроектированы в соответствии с общими требованиями летной годности.

      896. Агрегаты и системы силовой установки и вспомогательной силовой установки, потребляющие электроэнергию, должны соответствовать требованиям.

130. Топливная система

      897. Топливная система и ее агрегаты должны обеспечивать:
      1) бесперебойную подачу топлива к двигателям при работе на марках топлива и их смесях, принятых для эксплуатации данного ВС, во всех ожидаемых условиях эксплуатации;
      2) автоматическую выработку топлива в заданной последовательности при всех возможных эксплуатационных вариантах заправки баков топливом на всех режимах полета ВС, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации;
      3) возможность ручного управления выработкой топлива в необходимой последовательности в случае неисправности автоматики и при всех возможных в полете сочетаниях числа работающих и неработающих двигателей;
      4) возможность раздельного включения и выключения каждого бакового электроприводного насоса подкачки и перекачки топлива;
      5) возможность перекрестной подачи топлива по магистралям перекрестного питания из любых групп баков к любому двигателю;
      6) питание двигателей силовой установки топливом при выключенных насосах подкачки (в особых ситуациях) на следующих режимах работы двигателей:
      от полетного малого газа до взлетного на высотах полета от 0 до 2000 метров;
      от полетного малого газа до максимального продолжительного на высотах полета от 0 до не менее 6000-8000 метров с сохранением центровки и поперечной балансировки ВС в пределах эксплуатационных ограничений. Для возможности снижения ВС без остановки двигателей до высоты обеспеченного питания их топливом самотеком должно предусматриваться автоматическое подключение необходимого числа насосов подкачки к сети исправного источника электроэнергии. В случае невыполнения этих требований должно быть показано, что надежное питание двигателей топливом при выключенных насосах подкачки обеспечивается другими средствами;
      7) возможность продолжения полета после выключения баковых насосов подкачки и перекачки из-за отказов генераторов (источников питания) продолжительностью и на режимах, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации для этой особой ситуации;
      8) питание двигателей топливом в полете при отрицательных и околонулевых вертикальных перегрузках в течение не менее 5 секунд, в том числе и в полете с непрерывной отрицательной перегрузкой не менее минус 0,5 единиц, при этом давление топлива в трубопроводах питания двигателей должно быть не менее величины эксплуатационного ограничения для случаев особой ситуации;
      9) возможность протекания топлива через отказавший насос подкачки без увеличения гидравлического сопротивления, приводящего к уменьшению давления в системе ниже величины, указанной в эксплуатационной документации, при всех возможных расходах; в противном случае должна быть предусмотрена обводная - шунтирующая линия подачи топлива;
      10) создание необходимого давления и расхода топлива для запуска двигателей на земле и в полете в условиях, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации;
      11) переход с одной марки топлива на другую или применение их смесей (из числа принятых топлив для эксплуатации данного ВС) без дополнительной перерегулировки элементов топливной системы;
      12) возможность контроля исправности системы на земле перед полетом и в полете.

      898. Давление и температура топлива на входе в основные насосы двигателей при работе на всех установившихся и переходных режимах должны находиться в пределах, указанных в эксплуатационной документации данного типа двигателя.

      899. Отказ или неисправность в системе подачи топлива в любой из двигателей, в том числе и в вспомогательный, не должны:
      1) приводить к нарушению подачи топлива в другие двигатели;
      2) требовать немедленного вмешательства членов экипажа для обеспечения надежной работы других двигателей.

      900. Если подача топлива к двигателям производится последовательно из нескольких баков (групп баков), то в момент окончания выработки топлива из одного бака и перехода на питание из следующего бака давление на входе в основные насосы двигателя не должно уменьшаться ниже значения, указанного в эксплуатационных ограничениях.

      901. Емкость баков должна обеспечивать размещение топлива для полета с заданной максимальной дальностью и продолжительностью с учетом требований при использовании всех марок топлив, допущенных для эксплуатации данного типа ВС, с учетом изменения плотности, температуры и других параметров топлива.

      902. Величина сигнализируемого резервного остатка топлива на ВС количество (объем) топлива в баках, при котором экипажу ВС автоматически выдается информация (сигнал), как предусмотрено, об оставшемся запасе топлива в баках или об ограниченном времени полета, должна обеспечивать на крейсерском режиме и рейсовых высотах полета надежную работу двигателей в течение не менее 45 минут.
      Для ВС местных воздушных линий величина сигнализируемого резервного остатка топлива должна составлять не менее 15% от максимальной предусмотренной заправки баков топливом.

      903. Система должна обеспечивать надежное питание двигателей топливом на всех режимах и высотах полета при температуре топлива в баках ВС перед полетом в пределах от минус 50 о С до плюс 45 о С и при максимальной возможной упругости паров топлива, на котором может эксплуатироваться ВС.

      904. Вода, растворенная в топливе и выделившаяся из него в баках и элементах топливной системы, не должна вызывать нарушения работы системы.

      905. Топливные насосы, устанавливаемые на ВС, должны иметь минимально необходимую переразмеренность по производительности, учитывающую износ насоса в процессе эксплуатации.

      906. В системе и ее агрегатах при заполнении системы топливом, кратковременных отливах его в полете от насосов и заборников топлива в баках и в процессе опорожнения баков не должны образовываться воздушные пробки, способные вызвать нарушение работы двигателей; должно быть обеспечено удаление воздуха после заправки топливом полностью опорожненной системы.

      907. Если в системе имеется постоянно действующий перепуск топлива для удаления воздуха или для других целей, то слив этого топлива должен производиться в расходный бак системы или, если имеется несколько расходных баков, таким образом, чтобы не вызывалось заметное увеличение неиспользуемых остатков топлива в баках или их переполнение, а также чтобы не происходило нарушения автоматической выработки топлива в заданной последовательности.

      908. Если в системе предусмотрено перекачивание или перетекание топлива из одного бака в другой, то должно быть обеспечено поддержание заданного уровня топлива в пополняемом баке при всех возможных расходах из этого бака, включая предусмотренные Руководством по летной эксплуатации случаи подачи топлива в несколько двигателей через магистраль перекрестного питания, а также использования топлива в качестве рабочей жидкости для привода в действие агрегатов топливной и других систем. При перекачивании или перетекании топлива из одного бака в другой должна быть исключена возможность повреждения баков в результате их переполнения.

      909. Должен быть обеспечен полный слив топлива через доступные и удобные в эксплуатации сливные краны. На ВС, топливные баки которых оборудованы насосами, рекомендуется использование этих насосов для ускорения слива топлива и уменьшения количества сливных точек.

      910. Штуцеры для слива основного топлива, для аварийного слива топлива, штуцеры дренажа топливных баков и другие элементы, из которых возможна утечка топлива, должны размещаться таким образом, чтобы исключалось попадание топлива на поверхность ВС и в воздухозаборники двигателей силовой установки и вспомогательной силовой установки в количествах, опасных в пожарном отношении и приводящих к нарушению нормальной работы двигателей. Сливаемое топливо и его пары не должны попадать в кабины экипажа и пассажиров.

      911. Система должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалась возможность разрушений, способных вызвать пожар, в случае выполнения аварийной посадки ВС с убранным шасси.

131. Топливные баки и заправка воздушного судна топливом

      912. Каждый бак должен выдерживать вибрации, инерционные силы, воздействие жидкости, конструктивные и температурные нагрузки, которым могут подвергаться топливные баки на ВС в ожидаемых условиях эксплуатации.

      913. В каждом баке рекомендуется иметь свободный объем не менее 2% от общей емкости бака для расширения топлива при нагреве. Расположение заливной горловины или автоматика системы централизованной заправки должны исключать возможность заполнения свободного объема. В случае, когда объем свободного пространства, предусмотрен меньше 2%, должны быть приняты другие меры, исключающие возможность переполнения баков и выливание топлива при его расширении от нагрева.

      914. В системе должен обеспечиваться слив отстоя из нижних точек баков или отстойников, при этом число сливных кранов должно быть по возможности минимальным. Отстойник бака должен иметь достаточный объем (рекомендуется не менее 0,1% объема бака) и обеспечивать сбор воды со всех частей бака. Сливные краны должны надежно фиксироваться в закрытом положении.

      915. При размещении на ВС мягких (вкладных) баков необходимо выполнять следующее:
      1) крепления бака должны выдерживать нагрузки, действующие на элементы конструкции ВС, в местах их размещения;
      2) между баками и элементами их крепления должны устанавливаться мягкие прокладки; материал прокладок не должен впитывать топливо;
      3) внутренние поверхности отсеков, в которых расположены баки, должны быть гладкими и не иметь выступов, способных повредить стенки баков, или должна быть предусмотрена специальная защиты последних;
      4) в отсеках, где размещаются баки, должны предусматриваться дренажные или вентиляционные отверстия, предупреждающие накопление топлива и его паров в случае появления небольшой течи и для ее обнаружения;
      5) при размещении баков в фюзеляже должна быть исключена возможность попадания топлива и его паров в кабины экипажа и пассажиров;
      6) электрические провода и их соединения внутри топливных баков, способные при повреждении вызывать воспламенение паров топлива, должны быть помещены в металлические трубы (кожуха);
      7) размещение баков на ВС должно соответствовать требованиям.

      916. Баки-кессоны должны иметь люки для осмотра и ремонта внутренних полостей бака и замены агрегатов и трубопроводов.

      917. Баки должны быть снабжены устройствами, уменьшающими плескание топлива и снижающими инерционное воздействие топлива на стенки баков.

      918. Образцы баков с полностью смонтированными на них арматурой и агрегатами (датчики топливомеров, подкачивающие насосы, поплавковые клапаны и др.) и элементами крепления к ВС должны проверяться:
      1) давлением, равным 125% максимального давления наддува топливного бака, плюс давление, возникающее при максимальных допустимых для данного ВС перегрузках, при полной заправке баков; результирующее давление при испытаниях должно быть не менее 0,25 кг/см 2 ;
      2) испытаниями образцов баков-кессонов при соответствующих вибрационных перегрузках и с одновременным наддувом баков в соответствии с требованием данного пункта при пустых баках и наполненных топливом на 0,75 емкости.

      919. ВС с общей емкостью баков более 3000 литров должны иметь систему централизованной заправки топливом. При меньшей емкости допускается заправка сверху через заливные горловины.

      920. Если на ВС предусмотрена система централизованной заправки топливом, она должна обеспечивать:
      1) одновременное и раздельное заполнение топливом всех групп баков;
      2) автоматическое и дублированное ограничение максимального уровня топлива в баках и предохранение баков и трубопроводов ВС от повышения давления в них выше допустимого;
      3) сохранение в допустимых пределах центра тяжести ВС в процессе заправки;
      4) освобождение трубопроводов от топлива для предотвращения его выливания при отсоединении штуцера или шланга от штуцера заправки;
      5) контроль заправляемого количества топлива в дневных и ночных условиях, как правило, с места заправки;
      6) заправку ВСа топливом путем применения заправочных штуцеров международных стандартов.

      921. При заправке топливом с максимально возможными для данного типа ВС темпами поступления топлива в баки в надтопливном пространстве последних не должны образовываться опасные разряды статического электричества.

      922. Заборники топлива или входы в насосы подкачки в баках должны оборудоваться защитной сеткой с размером ячейки 2,5-4,0 миллиметра или другими средствами для исключения возможности попадания в топливный трубопровод случайно попавших в бак посторонних предметов. Защитная сетка должна иметь живое сечение не меньше, чем в 5 раз превышающее площадь выходного сечения топливного трубопровода. Если сетка подвержена обмерзанию, то должны предусматриваться средства, обеспечивающие при этом бесперебойную подачу требуемого количества топлива в двигатели.

      923. Невырабатываемый остаток топлива в баках не должен превышать 1% от общего объема баков (кроме случая обесточивания насосов подкачки и перекачки в особых ситуациях).

132. Трубопроводы и арматура топливной системы

      924. Трубопроводы системы и элементы их соединений должны:
      1) без потери герметичности и с установленным запасом прочности выдерживать создаваемые в системе давления топлива, вибрации, инерционные силы, конструктивные и температурные нагрузки, которым трубопроводы и элементы их соединения могут подвергаться на ВС в ожидаемых условиях эксплуатации в пределах назначенного ресурса;
      2) иметь гарантированные зазоры с каркасом, оборудованием и подвижными деталями систем управления ВС и двигателями;
      3) размещаться в отсеках, кожухах и других частях ВС, оснащенных дренажными или вентиляционными отверстиями для обнаружения течи топлива и для предупреждения накопления топлива и его паров;
      4) иметь удобный доступ с инструментом для осмотра и проверки их состояния при техническом обслуживании.

      925. Участки трубопроводов, проходящие через различные части ВС, которые могут подвергаться относительному перемещению, должны имегь элементы, компенсирующие возможную деформацию.

      926. Трубопроводы не должны иметь петель и "уток" (в форме обратных V), в которых могут скапливаться воздух и отстой в количествах, способных вызвать нарушения в работе топливной системы.

      927. Прокладка трубопроводов во всех пожароопасных зонах должна соответствовать требованиям пожарной безопасности.
      В магистрали подачи топлива в каждый двигатель между баками и пожарной перегородкой двигательного отсека должен быть установлен противопожарный кран, управляемый в полете из кабины экипажа и удовлетворяющий требованиям.
      В случае электрического управления краном система управления краном должна быть отнесена к приемникам 1-й категории.
      Закрытие противопожарного крана любого двигателя не должно приводить к прекращению подачи топлива к другим двигателям ВС.

      929. Если в топливных магистралях имеются замкнутые объемы, то они должны оборудоваться разгрузочными клапанами или другими средствами для предупреждения повышения давления выше допустимого при изменении температуры топлива в полете и при стоянке ВС.

      930. Топливные трубопроводы, проходящие через отсеки ВС, в которых размещаются экипаж, пассажиры и груз, должны быть защищены от случайных повреждений и по возможности не иметь разъемов. Если в указанных отсеках имеются разъемы, должны быть предусмотрены меры, исключающие попадание топлива в отсеки в случае нарушения герметичности разъема.

      931. Конструкция трубопроводов и их соединений должна исключать возможность их ошибочного монтажа.

      932. Должна быть исключена возможность установки обратных клапанов в положение, при котором они работают в обратном направлении.

      933. Установка и крепление кранов, клапанов и других агрегатов топливной системы должны исключать передачу недопустимой нагрузки от этих агрегатов на присоединенные трубопроводы.

133. Топливные фильтры

      934. Перед основным насосом каждого двигателя должен быть предусмотрен фильтр с тонкостью очистки, соответствующей Руководству по технической эксплуатаци. Дополнительный фильтр с тонкостью очистки 100 мк должен устанавливаться перед магистральными насосами подкачки нецентробежного типа. Осмотр и замена фильтрующих элементов не должны требовать слива топлива из баков.

      935. В фильтрах или в системе должен быть установлен перепускной клапан, сохраняющий расход топлива в случаях замерзания и засорения фильтрующего элемента. Фильтры тонкой очистки должны оборудоваться сигнализаторами максимально допустимого перепада давления.

      936. Фильтрующая поверхность должна быть достаточных размеров для сохранения работоспособности фильтров в течение сроков, предусмотренных Регламентом технического обслуживания для осмотров и очистки фильтров.

134. Система дренажа топливных баков

      937. Система дренажа баков должна обеспечивать:
      1) поддержание в них давления, необходимого для нормальной работы топливной системы и допустимого по условиям прочности, при всех режимах и условиях полета (в том числе при аварийном сливе топлива и при экстренном снижении ВС с остатком топлива, равным резервному запасу), а также при заправке и сливе топлива на земле;
      2) отсутствие выброса топлива через дренаж как в полете, так и на земле (небольшие выплески топлива допускаются лишь при действии знакопеременных ускорений).

      938. Прокладка трубопроводов и вывод дренажа в атмосферу должны выполняться так, чтобы пыль, лед или снег не могли попадать, скапливаться и прекращать сообщение топливных баков с атмосферой.

135. Система аварийного слива топлива

      939. Если расчетная взлетная масса ВС превышает допустимую расчетную посадочную массу, установленную в соответствии с рекомендациями, то ВС должен иметь систему аварийного слива топлива в полете, обеспечивающую снижение его веса до допустимого посадочного. Аварийный слив требуемого количества топлива должен обеспечиваться в течение:
      1) не более 7 минут при сливе до 10000 литров;
      2) не более 12 минут при сливе до 20000 литров;
      3) не более 15 минут при сливе до 30000 литров;
      4) при сливе более 30000 литров топлива скорость слива должна быть более 2000 л/мин.

      940. Конструктивное выполнение системы аварийного слива должно быть таким, чтобы:
      1) нельзя было в любом случае слить топливо из баков, используемых для питания двигателей при посадке ВС, ниже уровня резервного остатка топлива;
      2) в любой момент можно было прекратить аварийный слив;
      3) выполнение слива топлива не оказывало отрицательного влияния на управление ВС.

      941. Если пользование аварийным сливом топлива недопустимо при выпущенных закрылках или шасси, рядом с управлением аварийным сливом должен размещаться соответствующий указатель для предупреждения экипажа.

136. Дополнительные требования к системе подачи топлива
в двигатель впомогательной силовой установки

      942. Подача топлива к двигателю вспомогательной силовой установки должна осуществляться из бака, в котором размещается резервный остаток топлива, если не предусмотрены специальные средства, обеспечивающие подачу топлива из другого бака до конца полета.

      943. Подача топлива из бака должна производиться, как правило, с помощью отдельного бакового электроприводного насоса, который при обесточивании основных электроцепей ВС должен автоматически переключаться на аварийный источник электроснабжения.

      944. В магистрали подачи топлива между баком и пожарной перегородкой отсека вспомбгательной силовой установки должен быть установлен противопожарный кран, отвечающий требованиям.

      945. Установленный перед насосом высокого давления топлива фильтр должен отвечать требованиям.

137. Контроль за работой топливной системы

      946. На ВС должна быть установлена система измерения и контроля, обеспечивающая надежный, удобный и непрерывный контроль за очередностью выработки, количеством топлива в баках (группах баков) и суммарным количеством топлива на каждый двигатель (группу двигателей) или на ВС как при автоматическом, так и при ручном управлении выработкой топлива при помощи приборов. Должна иметься сигнализация отказа автоматики управления выработкой.

      947. Установленная на ВС система измерения количества топлива должна обеспечивать контроль сигнализируемого резервного остатка топлива с погрешностью, не превышающей + 2% от установленной величины резервного остатка топлива, а остального количества - с погрешностью, не превышающей + 4% от номинальных значений шкал индикаторов (индикатора) системы измерения.
      Примечание. В случае наличия погрешностей, превышающих установленные настоящим пунктом, величина резервного остатка топлива должна включать дополнительный запас топлива, учитывающий превышение норм погрешности.

      948. Если установлен магистральный расходомер топлива, то должна быть предусмотрена возможность протекания топлива через отказавший расходомер без увеличения гидравлического сопротивления, приводящего к уменьшению давления в системе ниже разрешенной величины.

      949. Работу насосов подкачки и перекачки топлива следует контролировать сигнализаторами. Выработку топлива из дополнительных баков можно контролировать сигнализатором, срабатывающим при опорожнении баков.

138. Испытания топливной системы

      950. Должны быть проведены стендовые, а также наземные и летные испытания топливной системы на ВС с целью определения соответствия ее технических и эксплуатационных характеристик требованиям.
      При испытаниях определяются:
      1) обеспеченность питания двигателей топливом в условиях нормального функционирования топливной системы;
      2) обеспеченность заданной последовательности и полноты выработки топлива из баков;
      3) обеспеченность питания двигателей топливом: при подаче топлива через магистраль перекрестного питания; при неработающих баковых насосах подкачки и перекачки;
      4) работоспособность элементов системы сигнализации и контроля за работой топливной системы;
      5) влияние отказа или неисправности в системе подачи топлива в один из двигателей на обеспеченность питания топливом остальных двигателей;
      6) емкость топливных баков, работоспособность и точность топливомеров и расходомеров;
      7) работоспособность системы при предельных значениях температуры и упругости паров топлива;
      8) характеристики перекачки или перетекания топлива из баков в другие баки;
      9) характеристики системы централизованной заправки баков топливом;
      10) характеристики системы аварийного слива топлива в полете;
      11) характеристики системы дренажа топливных баков;
      12) обеспеченность слива отстоя из топливных баков;
      13) прочностные характеристики (герметичность, статическая и динамическая прочность, выносливость, циклическая долговечность) топливных баков, трубопроводов и арматуры для всех ожидаемых условий эксплуатации;
      14) влияние воды, выделившейся в полете из топлива, на работу топливной системы и достаточность средств защиты топливных фильтров от обледенения.

139. Масляная система

      951. Общие требования. Масляная система силовой установки должна обеспечивать надежную подачу масла в двигатель и его откачку с допустимыми давлениями и температурами в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, как на земле, так и в полете на всех режимах работы двигателя.

      952. При установке масляного бака на ВС каждый двигатель силовой установки ВС должен иметь самостоятельную масляную систему со своим баком, удовлетворяющим требованиям.

      953. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя.

140. Масляный бак

      954. Масляный бак должен отвечать требованиям, а при установке его в пожароопасном отсеке требованиям Руководства по технической эксплуатации.

      955. Заливная горловина бака должна быть легкодоступна при наземном обслуживании, исключать скопление в ней остатков масла после заправки, не должна выступать за обшивку ВС (капота мотогондолы).

141. Масляные трубопроводы и арматура

      956. Трубопроводы и арматура, установленные на ВС, должны удовлетворять требованиям, а установленные на двигателе - требованиям Руководства по технической эксплуатации.

      957. Места вывода дренажного трубопровода из масляного бака и трубопровода системы суфлирования двигателя должны быть безопасны в пожарном отношении.

      958. Сливные краны должны быть расположены в нижних точках системы, иметь доступ и должны исключать загрязнение маслом поверхностей ВСа (гондолы) при сливе.

142. Масляные теплообменники

      959. Теплообменники вместе с элементами крепления должны выдерживать без повреждений и изменения геометрических размеров вибрационные и инерционные нагрузки, а также температуры и давления рабочих жидкостей, которые могут возникать в ожидаемых условиях эксплуатации.

      960. Воздушно-масляные теплообменники должны располагаться в туннелях. Туннели в местах стыка с теплообменником и прохода элементов управления заслонкой продува должны быть герметизированы. Вблизи входа воздуха в туннели теплообменника не должны располагаться выходы охлаждающего воздуха мотогондолы, из которых в случае пожара пламя, выходящее из них, может попадать непосредственно на вход в туннель теплообменника.

143. Масляные фильтры

      961. Для фильтров, предназначенных для очистки масла, поступающего в двигатели, и установленных на капоте мотогондолы должны иметься легкосъемные лючки или должны быть обеспечены другие условия доступа к фильтру для его осмотра и смены фильтрующего элемента.

144. Масляная система вспомогательной силовой установки

      962. Масляная система вспомогательной силовой установки должна удовлетворять требованиям Руководства по технической эксплуатации.

145. Испытания масляной системы

      963. Должны быть проведены наземные и летные испытания на ВС с целью определения соответствия технических и эксплуатационных характеристик масляной системы требованиям Руководства по технической эксплуатации.
      Испытания должны включать проверку:
      1) обеспеченности подачи масла в двигатель и его откачки с допустимыми давлениями и температурами, в том числе при минимальном и максимальном количестве масла в баке, допустимых по Руководству по технической эксплуатации, на всех режимах, как на земле, так и в полете, на всех высотах (высотность маслосистемы) согласно Руководства по летной эксплуатации;
      2) достаточности объема масляного бака и запаса масла в нем для выполнения полета максимальной продолжительности и дальности и соответствия расходов масла техническим условиям на двигатель;
      3) отсутствия выброса или повышенного расхода масла через систему суфлирования;
      4) обеспеченности работы при запусках двигателя в условиях отрицательных температур;
      5) перетекания масла из бака в двигатель;
      6) работоспособности дренажной системы бака при максимально допустимом количестве масла в баке;
      7) работоспособности элементов сигнализации и контроля за работой масляной системы;
      8) достаточности неприкосновенного запаса масла в баке для флюгирования лопастей воздушного винта;
      9) влияния наличия воздуха в маслосистеме на работу системы управления воздушным винтом.

146. Система охлаждения и вентиляции

      964. Общие требования. Система охлаждения и вентиляции должна обеспечивать поддержание температуры элементов силовой установки и вспомогательной силовой установки в установленных эксплуатационной документацией пределах для всех ожидаемых условий эксплуатации ВС.

      965. Температура воздуха в каналах систем охлаждения и вентиляции не должна превышать величины, обеспечивающей охлаждение элементов конструкции мотогондол, внешних корпусов и агрегатов двигателя согласно техническим требованиям изготовителя двигателя и агрегатов. При проектировании системы охлаждения силовой установки должны быть учтены требования противопожарной защиты.

      966. Система охлаждения и вентиляции вспомогательной силовой установки должна иметь устройства, обеспечивающие создание необходимых температурных условий для запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в полете.

147. Контроль за работой системы охлаждения

      967. На ВС рекомендуется контролировать температуру охлаждающего воздуха, выходящего из каналов, или температуру узлов, агрегатов и др. (в характерных точках), расположенных в наиболее нагреваемых зонах силовой установки и вспомогательной силовой установки.

148. Испытания системы охлаждения и вентиляции

      968. Соответствие системы охлаждения и вентиляции предъявляемым к ней требованиям должно проверяться испытаниями на земле и в полете на ВС на всех эксплуатационных режимах. В результате испытаний должны быть определены режимы силовой установки и вспомогательной силовой установки и полета ВС, при которых создаются наиболее теплонапряженные режимы для элементов конструкции и агрегатов силовой установки.

      969. При испытаниях должны быть проверены температурные условия вспомогательной силовой установки при неработающем вспомогательном газотурбинном двигателе на режимах и высотах полета, где осуществляется его запуск, и оценено их соответствие Руководству по технической эксплуатации на вспомогательном газотурбинном двигателе.
      Должно быть определено время, в течение которого сохраняются температурные условия в вспомогательной силовой установки для нормального запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в случае отказа системы, обеспечивающей необходимые температурные условия.

149. Система управления двигателями силовой установки и
впомогательной силовой установки

      970. Системы управления двигателями силовой установки и впомогательной силовой установки должны быть работоспособными в ожидаемых условиях эксплуатации.

      971. Для раздельного запуска и выключения на земле и в полете любого двигателя, установленного на ВС, должны предусматриваться соответствующие устройства. Если на двигателе предусмотрено устройство для остановки ротора двигателями (тормоз), то должна быть исключена возможность подачи топлива в двигатель после его торможения.

      972. Органы системы управления не должны самопроизвольно перемещаться под действием внешних нагрузок или от вибраций и должны сохранять любое установленное положение.

      973. Гибкие элементы системы управления должны быть стандартного типа или должна быть подтверждена их пригодность для данного конкретного применения на ВС.

      974. Элементы конструкции системы управления должны иметь соответствующую прочность и жесткость, чтобы выдерживать рабочие нагрузки без разрушения и остаточных деформаций в пределах назначенного ресурса.

      975. Если на двигателе предусмотрена система впрыска жидкости в компрессор, то ее включение на ВС должно производиться вручную, при этом должно быть синхронное ее включение и выключение на симметрично расположенных двигателях.

      976. Максимальное усилие для перемещения рычага управления двигателем и рычага остановки двигателя не должно превышать по абсолютной величине 5 кгс. Полуразность сил трения в системе управления при прямом и обратном перемещении рычагов управления двигателями не должна превышать по абсолютной величине 3 кгс.

      977. Элементы управления двигателями силовой установки и впомогательной силовой установки, размещенные в грузовых и багажных отсеках, должны быть защищены от повреждений при возможных перемещениях груза в отсеках.

150. Система управления двигателями силовой установки

      978. Каждый двигатель силовой установки на ВС должен оборудоваться отдельной системой управления. Управление должно осуществляться рычагом управления двигателем, позволяющим изменять тягу (мощность) каждого двигателя во всем диапазоне режимов от земного малого газа до максимального и обратно, а также включать и выключать устройство реверса тяги, если оно применяется на ВС.
      Для выключения двигателя допускается установка отдельной системы. Рычаги управления двигателем должны быть выполнены и расположены так, чтобы допускалось управление одновременно всеми двигателями и каждым двигателем в отдельности.

      979. Система управления двигателями силовой установки должна обеспечивать как на земле, так и в полете:
      1) поддержание заданного режима работы двигателя при неизменном положении рычагов управления двигателем в ожидаемых условиях эксплуатации с точностью, определяемой Руководством по технической эксплуатации для конкретного типа ВС и двигателя;
      2) поддержание величины тяги (мощности) или соответствующего ей параметра двигателя на режиме земного и полетного малого газа, определяемого Руководством по технической эксплуатации для конкретного типа ВС и двигателя;
      3) запуск и выключение двигателя;
      4) управление противопожарным краном.

      980. В системе управления каждого двигателя необходимо предусматривать устройство, предотвращающее непреднамеренный перевод в полете рычагов управления двигателем за положение "полетный малый газ" в сторону земного малого газа.

151. Управление шагом лопастей воздушного винта

      981. Каждый воздушный винт изменяемого шага должен оборудоваться отдельным регулятором частоты вращения (шага). В случае ручного управления шагом лопастей воздушного винта рычаги управления должны перемещаться группой и допускать раздельное управление каждым винтом, а также одновременное управление всеми винтами.

      982. Перевод лопастей воздушного винта во флюгерное положение должен обеспечиваться отдельной системой флюгирования.
      Система флюгирования лопастей воздушного винта должна иметь автономное жидкостное (от масла, топлива) или пневматическое питание, независимое от других систем ВС, и электрическое питание от общей сети с автоматическим переключением на аварийный источник электроснабжения.
      Система должна оборудоваться устройствами, предотвращающими непреднамеренное флюгирование лопастей воздушного винта во время нормальной работы силовой установки.

      983. Кроме системы флюгирования лопастей воздушного винта, включающейся автоматически, должны быть средства принудительного флюгирования лопастей воздушного винта, включаемые вручную.

      984. Системы флюгирования не должны нарушать нормальную работу воздушных винтов и должны правильно функционировать на всех высотах и скоростях полета при любых температурах масла, перегрузках и вибрациях, которые возможны при ожидаемых условиях эксплуатации.

      985. Должно быть подтверждено, что автоматическое устройство не приводит к включению системы флюгирования лопастей воздушного винта во всех случаях, отличных от тех, в которых оно должно включать систему, например, автоматическое устройство не должно вызывать флюгирование при:
      1) кратковременном уменьшении мощности в допустимых пределах;
      2) посадке ВС с работой двигателя на пониженном режиме;
      3) воздействии допустимых отрицательных или околонулевых перегрузок на воздушное судно в полете.

      986. Система флюгирования должна быть всегда готовой к действию, если рычаг управления двигателем находится в положении, соответствующим режиму, на которых она должна автоматически включаться при отказе двигателя и должна обеспечивать флюгирование лопастей винта без специальных действий членов экипажа.

      987. Система флюгирования должна обеспечивать, вывод лопастей винтов из флюгерного положения, допускать повторный запуск и дальнейшую нормальную работу двигателя.

      988. При применении на ВС реверсивного винта перевод силовой установки на режим реверсирования тяги должен осуществляться при движении рычага управления двигателями "на себя". Должны быть предусмотрены средства защиты, исключающие перевод силовой установки на режим реверсирования тяги при отказе системы реверса винта на симметрично расположенном двигателе, если такой отказ может привести к аварийной ситуации.

      989. Управление промежуточными упорами лопастей винтов, включение и выключение их на симметрично расположенных двигателях должно производиться одновременно и осуществляться одним движением. Кроме этого, должна быть предусмотрена возможность управления промежуточными упорами лопастей винтов раздельно каждого винта. Должны быть предусмотрены средства, исключающие непреднамеренное включение системы флюгирования.

      990. На ВС должна быть выполнена сигнализация о включении системы управления реверсивной тяги винта.

      991. Двигатели масляных насосов, применяемые в системе флюгирования лопастей воздушных винтов, должны останавливаться автоматически по истечении заданного периода времени их работы. Также должна быть обеспечена возможность остановки их вручную после выполнения процесса флюгирования.
      В электрической цепи питания двигателя насоса должна быть установлена сигнальная лампа, которая должна гореть, пока работает двигатель.

152. Устройства выключения двигателя

      992. Для каждого двигателя на ВС должны быть предусмотрены устройства выключения. Если на двигателе установлены средства выключения двигателя, управляемые электрически, то их снабжение электроэнергией должно быть обеспечено в ожидаемых условиях эксплуатации, включая особую ситуацию с автоматическим переключением на аварийный источник электроснабжения, а электропроводка управления устройствами выключения, располагаемая в пожароопасных отсеках, должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую изоляцию.

      993. Срабатывание выключающих устройств подачи топлива к двигателю не должно приводить к нарушению работы другого оборудования, например, при выключении подачи топлива противопожарным краном к одному двигателю не должна нарушаться работа других двигателей, или приводить к срабатыванию каких-либо ограничивающих систем.

      994. Должны предусматриваться средства защиты от непроизвольного срабатывания выключающих устройств.

153. Система управления реверсивным устройством

      995. Система управления реверсивным устройством силовой установки совместно с системой управления реверсивным устройством двигателя должна удовлетворять требованию, а также позволять производить опробование действия реверсивного устройства на неработающем двигателе на ВС от соответствующих аэродромных источников питания.

      996. Органы управления реверсивными устройствами двигателей должны быть сгруппированы и расположены так, чтобы обеспечивалась возможность управления реверсивным устройством и тягой каждого двигателя в отдельности и всех двигателей вместе.

      997. Система управления реверсивным устройством должна быть выполнена таким образом, чтобы для увеличения обратной тяги необходимо было перемещать рычаги управления двигателями "на себя", а для уменьшения - "от себя".
      Должны быть предусмотрены средства защиты, исключающие включение реверсивного устройства только на одном из симметрично расположенных двигателей, если такой отказ может привести к аварийной ситуации.

      998. Должны предусматриваться средства сигнализации для информации летного экипажа:
      1) о нахождении реверсивного устройства в положении обратной тяги в течение всего времени работы двигателя на режимах реверсирования тяги;
      2) о случайном открытии замка реверсивного устройства при работе двигателя на режимах прямой тяги и об открытии замка реверсивного устройства при включении реверсивного устройства летным экипажем.

      999. Органы управления реверсивным устройством на ВС должны быть выполнены так, чтобы включение реверсивного устройства, как минимум, требовало необходимости выполнения двух раздельных, четко выраженных операций:
      1) уборка прямой тяги с фиксацией в положении "полетный малый газ" или "земной малый газ";
      2) включение реверсивного устройства и выхода на режим реверсирования тяги.

      1000. В Руководстве по летной эксплуатации должны быть оговорены условия и режимы полета, на которых рекомендуется и допускается использование реверсивного устройства.

154. Система управления вспомогательной силовой установкой

      1001. Система управления вспомогательной силовой установки должна быть дистанционной из кабины экипажа и должна обеспечивать:
      1) запуск и выключение впомогательного газотурбинного двигателя;
      2) изменение режима впомогательного газотурбинного двигателя, если это предусмотрено в его конструкции;
      3) поддержание заданного режима работы впомогательного газотурбинного двигателя;
      4) включение и выключение устройств, обеспечивающих отбор энергии вспомогательной силовой установки (воздуха, электроэнергии и мощности) для снабжения систем ВС на режимах и в условиях, разрешенных Руководством по летной эксплуатации.

      1002. Система запуска впомогательного газотурбинного двигателя должна быть автоматической и включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер и т.п.). Если имеются управляемые заслонки в воздухозаборнике и в выхлопном устройстве вспомогательной силовой установки, то должны быть предусмотрены средства, исключающие запуск впомогательного газотурбинного двигателя при закрытых заслонках.

155. Испытания системы управления

      1003. Для оценки работоспособности и надежности работы системы управления должен быть проведен анализ возможных отказов в соответствии с требованиями. Анализ должен установить, что имеющиеся средства обеспечивают управление двигателями силовой установки и вспомогательной силовой установки во всех ожидаемых условиях эксплуатации. Кроме этого должны быть проведены испытания системы управления на стенде и на ВС.

      1004. Наземные и летные испытания системы управления на ВС должны включать:
      1) оценку выполнения системой управления заданных функций;
      2) оценку систем, контролирующих работу двигателя (приборы, сигнализаторы и указатели);
      3) проверку ручного включения системы флюгирования лопастей воздушного винта;
      4) оценку защитных устройств от ложного срабатывания системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта на турбовинтовом двигателе;
      5) проверку работоспособности системы управления вспомогательной силовой установки при отборе от нее необходимой энергии для обеспечения работы соответствующих систем ВС.

156. Пожарная защита ВС

      1005. Общие требования. Комплекс средств пожарной защиты.
      На ВС с целью предупреждения возникновения и распространения пожара на смежные отсеки, а также для обнаружения загорания и его ликвидации должны быть предусмотрены:
      1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
      2) системы и приборы обнаружения перегрева и пожара в пожароопасных отсеках и сигнализации о нем экипажу;
      3) системы пожаротушения в пожароопасных отсеках;
      4) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на ВС, где возможно их скопление;
      5) средства защиты от пожара в кабинах экипажа, пассажиров и багажных отсеках.
      Эффективность указанных средств должна быть проверена испытаниями. Должна обеспечиваться возможность проверки исправности электрических цепей систем пожарной сигнализации и систем пожаротушения перед вылетом ВС.
      На воздушном судне пожароопасными отсеками являются:
      1) отсеки двигателей силовой установки;
      2) отсеки вспомогательных силовых установок;
      3) отсеки, где размещены энергетические или обогревательные установки, работающие на топливе.
      Кроме этого пожароопасными отсеками могут являться отсеки, в которых имеется возможность возникновения пожара вследствие разрушения или повреждения каких-либо элементов конструкции, агрегатов или узлов, а также вследствие появления течей горючих жидкостей при наличии источников воспламенения.
      Системы пожарной сигнализации и электрическое управление системой пожаротушения должны обеспечиваться электрическим питанием в ожидаемых условиях эксплуатации, включая особую ситуацию с автоматическим переключением в этом случае на аварийный источник электроснабжения.

      1006. Конструктивные меры предотвращения возникновения и распространения пожара.
      На воздушном судне в зависимости от степени пожарной опасности его отдельных отсеков должны применяться огненепроницаемые, огнестойкие, трудносгораемые или самозатухающие материалы.
      Отсеки, где размещаются установки и агрегаты, температуры поверхностей которых могут превышать 200 о С, должны иметь вентиляцию и отделяться от других отсеков ВС, где имеются горючие жидкости, пожарными перегородками или экранами.
      В отсеках, где возможна утечка горючих жидкостей, не должны применяться и храниться впитывающие эти жидкости материалы.
      В отсеках, не являющихся пожароопасными, но в которых возможно появление течи горючих жидкостей и образование их воспламеняемых смесей с воздухом, температура элементов конструкции, соприкасающихся с горючими смесями, при нормальных эксплуатационных условиях не должна достигать температуры самовоспламенения данной жидкости и ее паров. Максимальная температура конструктивных элементов в местах соприкосновения с топливом и его парами не должна превышать 200 о С.
      Для уменьшения вероятности возникновения пожара при вынужденной посадке с убранным шасси должны быть предусмотрены аварийные средства автоматического включения системы пожаротушения для подачи огнегасительного вещества в пожароопасные отсеки.
      Эти средства не должны оказывать неблагоприятного влияния на работу системы пожаротушения после их разрушения (включения) при аварийной посадке.
      Все отсеки ВС, где постоянно присутствует смесь паров легковоспламеняющейся жидкости с воздухом или имеются элементы топливной системы, должны быть рассмотрены и классифицированы по типу взрывоопасной среды. За основу определения типа среды принимаются результаты оценки вероятности появления топлива и его паров в отсеке за счет утечки или постоянного присутствия топлива в отсеке указанные в таблице 17.

                                                   Таблица 17.

Тип среды

Вероятность утечки (Р) или характеристика отсека

I

Постоянное или периодическое присутствие топлива
или его паров

II

Р>10 -5

III

10 -5 > Р > 10 -7

IV

Р < 10 -7

V

Пожароопасные отсеки

      Тип среды для назначения требований к электрооборудованию устанавливается путем комплексной оценки с учетом эксплуатационных условий в рассматриваемом отсеке (температура, давление, работа оборудования) и принятых конструктором мер снижения вероятности образования взрывоопасной концентрации паров топлива (вентиляция, дренаж и др.). Оборудование, устанавливаемое в отсеках с взрывоопасными средами, должно удовлетворять требованиям согласно установленному типу среды.

      1007. Системы пожарной сигнализации и сигнализации о перегреве.

      1008. Системы пожарной сигнализации должны быть быстродействующими. В пожароопасных отсеках должно предусматриваться такое количество пожарных сигнализаторов, которое обеспечивает выдачу сигнала о пожаре не более чем через три секунды с момента возникновения пожара при огневых испытаниях на натурном стенде. Эта система должна также за минимальное время сигнализировать экипажу о прекращении пожара.

      1009. Системы сигнализации, устанавливаемые в пожароопасном отсеке, должны быть испытаны согласно требованиям пункта 1077. Должно быть показано, что выдача ложного сигнала относится к событию, не более частому, чем маловероятное.

      1010. Электропроводка пожарной сигнализации, располагаемая в пожароопасных отсеках, должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую изоляцию.

      1011. Пожарные сигнализаторы и сигнализаторы о перегреве не должны быть чувствительными к воздействию масла, топлива, воды и рабочих жидкостей гидросистем. Сигнализаторы о пожаре и перегреве, устанавливаемые в пожароопасных отсеках, должны выдерживать воздействие на них пламени с температурой 1100 + 50 о С в течение не менее 5 минут.
      Сигнальные устройства систем пожарной сигнализации должны располагаться в кабине экипажа в виде специального табло, выдающего общий сигнал "Пожар", и мнемонической схемы пожароопасных отсеков со световыми сигнализаторами, указывающими конкретно место возникновения пожара. Указанные сигнальные устройства должны быть хорошо видны с рабочих мест экипажа. Световую сигнализацию о пожаре необходимо дублировать звуковой сигнализацией или речевой информацией.
      В системах пожарной сигнализации должны быть предусмотрены способы контроля, обеспечивающие проверку их исправности в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      1012. Система пожаротушения.
      В системе пожаротушения, устанавливаемой на ВС, должно быть не менее двух равноценных очередей централизованной или автономной подачи огнегасительного вещества в каждый пожароопасный отсек.
      В кабинах экипажа и пассажиров для тушения пожаров должны устанавливаться ручные огнетушители.
      Система пожаротушения, устанавливаемая в багажных отсеках класса "В", должна удовлетворять требованиям пункта 1028.
      В случае применения систем пожаротушения с подачей огнегасительного вещества во внутренние масляные или суфлируемые полости двигателей допускается применение независимых автономных систем пожаротушения с одной очередью подачи огнегасительного вещества.
      Количество огнегасительного вещества в каждой очереди системы пожаротушения, скорость разрядки огнетушителей и распределение вещества должны обеспечивать создание необходимой огнегасительной концентрации за время не более чем через 3 секунды с момента разрядки и сохранение ее в течение не менее 2 секунд, и быть достаточными для тушения пожара в защищаемом отсеке. Это должно быть подтверждено огневыми испытаниями, а предварительно (до огневых испытаний) достаточность количества огнегасительного вещества в одной очереди системы пожаротушения может определяться по формуле:

      см. бумажный вариант

      В случае применения в системе пожаротушения в качестве огнегасительных веществ хладонов 114B 2 (C 2 F 4 Br 2 ), 13B 1 (CF 3 Br) и 12B 1 (CF 2 ClBr) расчетные огнегасительные объемные концентрации должны соответственно составлять: 4,5; 8,7 и 7,5%.
      Примечание. Для подсчета потребного количества огнегасительного вещества можно принять, что при Р н = 1013 гПа и t н = + 50 о С, объем, занимаемый 1 килограммом вещества, будет составлять для хладона 114В 2 - 102 литров, для 13В 1 - 175 литров, для 12B 1 - 160 литров.
      Огнетушители должны размещаться в местах, наиболее защищенных от возможных повреждений ВС при возникновении пожара и при аварийной посадке. Вместе с тем они должны быть доступны для осмотра на земле и позволять контролировать наличие в них давления или огнегасительного вещества.
      Огнетушители должны оборудоваться предохранительными клапанами (мембранами) для защиты от разрыва в случае повышения внутреннего давления сверх допустимого по условиям прочности. Предохранительные клапаны огнетушителей должны сообщаться трубопроводами с внешней атмосферой для выпуска огнегасительного вещества за борт в случае их срабатывания. В месте вывода рекомендуется делать сигнальное очко для сигнализации о разрядке через предохранительный клапан.
      Разрядные (пиропатроны) и предохранительные устройства (мембраны) огнетушителей не должны самопроизвольно срабатывать от ударных нагрузок и вибраций. Температура воздуха в районе установки огнетушителей должна быть меньше значения, приводящего к самопроизвольному срабатыванию разрядных и предохранительных устройств.
      Первая очередь подачи огнегасительного вещества в пожароопасные отсеки (кроме внутренних полостей двигателей) должна включаться автоматически при срабатывании системы пожарной сигнализации. Включение всех последующих очередей должно быть ручным с рабочих мест членов экипажа. Для очереди, включаемой автоматически, должна предусматриваться возможность и ее ручного включения. В кабине экипажа должна быть сигнализация о срабатывании огнетушителей каждой очереди системы пожаротушения.
      Непреднамеренное включение системы пожаротушения не должно приводить к нарушению нормальной работы двигателя силовой установки, его систем или других агрегатов, расположенных в данном пожароопасном отсеке.
      Аварийные средства автоматического включения систем пожаротушения должны включать подачу огнегасительного вещества от всех огнетушителей в те отсеки, которые признаны пожароопасными.
      В электрическом управлении системой пожаротушения должна быть предусмотрена возможность проверки целостности электрических цепей.
      Последовательность операций, выполняемых членами экипажа при тушении пожара, должна быть указана в соответствующем разделе Руководства по летной эксплуатации.

      1013. Для стационарных систем пожаротушения в качестве огнегасительных веществ рекомендуются: хладон 114В 2 , хладон 13В 1 и хладон 12В 1 . При применении других огнегасительных веществ они должны обладать огнегасительной эффективностью, не менее или равной огнегасительной эффективности указанных выше хладонов, и должны быть безопасными для обслуживающего персонала, членов экипажа и пассажиров в предусмотренных условиях применения, некоррозионно-активными, а также сохранять стабильность свойств при длительном хранении и эксплуатации.

157. Пожарная защита силовой и вспомогательной установок

      1014. Конструктивные меры пожарной защиты. Конструктивное выполнение двигательных отсеков силовой и вспомогательной установок ВС должно быть таким, чтобы возникновение пожара и его тушение в отсеке двигателя, в котором возник пожар, не нарушали нормальной работы соседнего двигателя во всем диапазоне его эксплуатационных режимов.
      В отсеке каждого двигателя должны быть огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
      1) элементы систем управления ВС, находящиеся в отсеке, и систем управления силовой установкой;
      2) трубопроводы и распылительные устройства системы пожаротушения;
      3) воздухопроводы и другие элементы, разрушение которых от воздействия высокой температуры при пожаре может привести к усилению пожара;
      4) трубопроводы или емкости, содержащие горюче-смазывающие жидкости;
      5) электропроводка всех систем, которые должны работать во время пожара и после. В пожароопасных отсеках не допускается применение деталей из магниевых сплавов и других горючих материалов, трудно поддающихся тушению, за исключением корпусных деталей двигателя и его агрегатов.
      Пожарные перегородки должны быть изготовлены из огненепроницаемых материалов. Места прохода трубопроводов, тяг управления, электрической проводки через пожарную перегородку должны быть герметизированы от проникновения пламени, а их арматура - выполнена из огнестойких материалов.
      Элементы, находящиеся за пожарной перегородкой в отсеке, соседнем с пожароопасным, повреждение которых может приводить к возникновению особых ситуаций, хуже, чем усложнение условий полета (пункт 14), должны быть расположены на таком расстоянии от последней и изготовляться из таких материалов, чтобы эти элементы не могли получить опасных повреждений при пожаре с действием на перегородку со стороны пожароопасного отсека пламени с температурой 1100 + 50 о С в течение 5 минут. В случае необходимости должны быть предусмотрена вентиляция этих зон для их охлаждения и удаления горючих жидкостей и паров.
      В трубопроводе подвода топлива к каждому двигателю должен быть установлен противопожарный кран, перекрывающий подвод топлива. Место установки этого крана должно быть выбрано таким образом, чтобы свести к минимуму количество топлива, которое может быть выработано двигателем после перекрытия крана. Кран и трубопровод до него не должны располагаться в пожароопасном отсеке и по возможности должны быть защищены от разрушения при аварийной посадке. В кабине экипажа должна быть индикация положения крана.
      В отсеках двигателя и его выхлопной трубе должно быть исключено образование застойных зон, в которых может скапливаться топливо при неудавшихся запусках двигателя и других, возможных в эксплуатации случаях, и должен быть предусмотрен необходимый дренаж топлива.
      Дренажные трубки, выводимые за обшивку ВС, должны размещаться так, чтобы было исключено попадание дренируемых горючих жидкостей в воздухозаборники двигателей, гондолы двигателей и пожароопасные зоны ВС.
      Отсеки, в которых имеются поверхности агрегатов и конструктивных элементов двигателя, нагревающихся до температуры более 200 о С, должны иметь систему охлаждения (вентиляции) в соответствии с требованиями пункта 964. Системы воздушного охлаждения (вентиляции) отсеков двигателей не должны допускать распространение пламени из одного отсека в другой.
      В отсеках, где не обеспечивается тушение пожара без перекрытия подачи охлаждающего воздуха в процессе тушения, система охлаждения должна автоматически перекрываться (полностью или частично) в момент включения в действие огнетушителей системы пожаротушения.
      Места выводов трубопроводов для сообщения внутренних полостей двигателя с атмосферой должны выбираться с учетом того, что из них могут выбрасываться масло, горячий газ, а в аварийных случаях и пламя.

      1015. Пожарная сигнализация.
      Отсеки двигателей силовой установки и двигателей вспомогательных (энергетических и обогревательных) установок должны быть оборудованы пожарной сигнализацией, а в случае необходимости и системами сигнализации о перегреве в этих отсеках, отвечающими требованиям.

      1016. Системы пожаротушения силовых установок.
      Если отсек двигателя разделен поперечной пожарной перегородкой на "холодную" (район компрессора) и "горячую" (район камеры сгорания, турбины и реактивного сопла) зоны, имеющие раздельную пожарную сигнализацию, то системы пожаротушения в этих зонах могут быть как раздельными, так и объединенными.
      При оборудовании двигателя системой подачи огнегасительного вещества в масляные полости включение этой системы в действие должно производиться экипажем сразу же после выключения двигателя по срабатыванию соответствующей сигнализации. Количество огнегасительного вещества в сисгемах внутридвигательного пожаротушения и условия подачи его (давления и распределения по зонам) по трубопроводам к распылителям следует определять по результатам специальных огневых испытаний на натурном стенде.

158. Пожарная защита кабин экипажа и пассажиров
и других отсеков ВС

      1017. Кабины экипажа и пассажиров.
      На воздушном судне места размещения экипажа и пассажиров должны выполняться с обеспечением минимальной вероятности возникновения пожара, попадания в них дыма и огнегасительных веществ из пожароопасных отсеков.
      На ВС с расположением двигателей в непосредственной близости от кабин экипажа и пассажиров должны быть установлены специальные герметичные пожарные перегородки, отделяющие отсеки двигателей от кабин и препятствующие распространению в кабины огня, дыма и огнегасительных веществ.
      Во всех, кабинах и отсеках, где размещаются или могут находиться пассажиры или члены экипажа, должны обеспечиваться следующие меры пожарной безопасности:
      1) применяемые конструкционные и отделочные материалы должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Допускается ограниченное применение медленносгораемых материалов с учетом их применения на ВС. Не должны применяться материалы, выделяющие значительные количества токсичных продуктов при действии на них пламени.
      Текстильные материалы, получающие свою огнестойкость благодаря их химической обработке, не должны с течением времени и от воздействия высокой температуры терять свои свойства сопротивления огню. В случае необходимости должна предусматриваться их периодическая дополнительная обработка;
      2) кабины, в которых разрешено курение, должны оборудоваться легкосъемными пепельницами закрывающегося типа из огнестойкого материала. Во всех других отсеках и кабинах, где не разрешено курение, должны быть надписи или световые табло, запрещающие курение;
      3) для хранения ручного багажа, одежды и т.п. должны предусматриваться специальные емкости или стеллажи. Они должны размещаться так, чтобы была исключена возможность загорания их содержимого от нагрева электрооборудованием, от горящих спичек и папирос;
      4) ящики для бумаги и мусора должны быть выполнены из огнестойких материалов с самозакрывающимися крышками.
      В кабине экипажа или у входа в нее должен иметься ручной огнетушитель. В пассажирских салонах количество ручных огнетушителей и места их расположения должны определяться отдельно для каждого типа ВС, в зависимости от размера салона, но в каждом салоне должно быть не менее одного огнетушителя.
      Примечание. Для ВС малой пассажировместимости (до 20 пассажиров) с одним салоном допускается установка одного ручного огнетушителя с расположением его у входа в кабину экипажа.
      Огнетушители должны быть установлены в легкодоступных местах (например, вблизи выходов), закрепллены быстросъемными соединениями, всегда быть готовыми к действию и иметь краткую инструктивную надпись по их применению.
      В качестве ручных огнетушителей могут быть использованы только огнетушители, прошедшие сертификационные испытания согласно пунктов 1077 и 1078.
      При наддуве или обогреве кабин воздухом от компрессоров двигателей ВС на случай возникновения пожара должно быть предусмотрено устройство, перекрывающее подачу воздуха от каждого двигателя.
      Детали управления, трубопроводы и другое оборудование, находящееся в пассажирской кабине, и повреждение которого может приводить к усложнению условий полета, должны быть защищены от механических повреждений и воздействия огня в случае возникновения пожара в кабине.

      1018. Грузовые и багажные отсеки.
      Размещенные в грузовых и багажных отсеках трубопроводы, оборудование и агрегаты, повреждение которых может привести к возникновению пожара или создает угрозу усложнения условий полета, должны быть защищены от повреждения при возможных перемещениях груза в отсеке.
      Материалы, применяемые для отделки багажных отсеков, а также для швартовки и крепления грузов должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Кроме того, должны быть приняты меры для предотвращения попадания опасных количеств дыма, пламени, огнегасительных веществ и других вредных газов в кабины экипажа и пассажиров при возникновении пожара в грузовых или багажных отсеках.
      Грузовые багажные отсеки должны иметь защиту от пожаров в соответствии с приведенной ниже классификацией.
      Класс А - отсеки, доступные для экипажа в полете, пожар в которых легко обнаруживается членами экипажа с их рабочих мест без применения систем пожарной сигнализации.
      В отсеках данного класса должна обеспечиваться возможность быстрой ликвидации возникшего пожара с помощью ручных огнетушителей, удовлетворяющих пункту 1005.
      Класс Б - отсеки, доступные для экипажа в полете, но обнаружение пожара в которых членами экипажа с их рабочих мест без применения системы пожарной сигнализации затруднено. Отсеки данного класса должны оборудоваться пожарной сигнализацией, срабатывающей при появлении дыма, пламени или при повышении температуры и удовлетворяющей требованиям пункта 1005.
      В отсеках класса Б должны применяться меры, обеспечивающие достаточную огнестойкость элементов конструкции отсека в течение времени, необходимого для принятия членами экипажа мер по ликвидации пожара с помощью ручных огнетушителей в наиболее удаленном месте отсека. Должна быть показана возможность доступа члена экипажа с огнетушителем в отсек для выполнения тушения возникшего пожара.
      Класс В - отсеки, недоступные для экипажа в полете. Отсеки данного класса должны быть оборудованы пожарной сигнализацией, срабатывающей при появлении дыма, пламени или при повышении температуры и удовлетворяющей требованиям пункта 1005.
      Отсеки класса В должны оборудоваться системой пожаротушения, удовлетворяющей требованиям пункт 1018 и обеспечивающей ликвидацию пожара или ликвидацию пламенного горения при остаточном тлении материалов груза или багажа и недопущение повторного возникновения пламенного горения в течение времени, необходимого для совершения посадки ВС на ближайшем аэродроме и эвакуации пассажиров (согласно Руководства по летной эксплуатации).
      При наличии организованной вентиляции отсеков класса В должна быть предусмотрена возможность ее дистанционного перекрытия или уменьшения расхода воздуха на вентиляцию в случае пожара в полете.

      1019. Отсеки топливных баков.
      Топливные баки и их агрегаты, расположенные рядом с отсеками двигателей, отсеками энергетических или обогревательных установок, должны быть отделены от них огненепроницаемыми пожарными перегородками или тепловыми экранами. Расстояние между баком и перегородкой (экраном) должно составлять не менее 15 миллиметров.
      Топливные баки или группы баков должны устанавливаться, по возможности, в изолированных отсеках. Должны быть приняты меры к защите от перетекания топлива в другие отсеки в случае повреждения топливных баков.
      Отсеки обогревательных, вспомогательных установок и другие зоны ВС.
      Отсеки, где размещаются обогревательные и вспомогательные установки (вспомогательная силовая установка), работающие с горением топлива, должны удовлетворять требованиям пожарной защиты, предъявляемым к отсекам двигателя силовой установки.
      Конструкция выхлопных устройств установок должна обеспечивать максимальную пожарную безопасность при выводе за борт ВС нагретых газов или продуктов сгорания; при этом должно учитываться, что в случаях неудачных запусков этих установок могут быть выбросы топлива.
      Воздухозаборные устройства установок должны располагаться таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации было исключено попадание в них топлива и его паров, а также дыма и пламени при возникновении пожара в отсеках таких установок или в отсеках двигателей силовой установки.
      Установки не должны размещаться в кабинах экипажа или пассажиров, а также в отсеках, которые непосредственно сообщаются с этими кабинами.
      Отсеки, где в нормальных эксплуатационных условиях не может возникнуть пожар, но через которые пламя или дым могут быстро распространяться по ВС (носовые обтекатели крыльев и т.п.), должны иметь защитные экраны или перегородки, отделяющие их от пожароопасных отсеков, а также от кабин экипажа и пассажиров. Трубопроводы противообледенительных систем должны оборудоваться кранами, позволяющими перекрывать подачу воздуха.

159. Испытания средств пожарной защиты

      1020. Средства пожарной защиты отсеков силовых, вспомогательных, энергетических и обогревательных установок должны подвергаться специальным огневым испытаниям на натурных стендах, при которых проверяются:
      1) эффективность пожарной сигнализации;
      2) эффективность системы пожаротушения;
      3) эффективность конструктивных мер пожарной защиты.

      1021. Во всех отсеках ВС, имеющих систему пожаротушения, в летных условиях должны быть определены фактические концентрации огнегасительного вещества при "холодном" его выбросе (при разрядке огнетушителей одной очереди) для проверки их соответствия величинам концентрации, потребным для тушения пожара, которые устанавливаются по результатам огневых и "холодных" испытаний в наземных условиях. Необходимо, чтобы при испытаниях в полете было проверено отсутствие попадания огнегасительного вещества в кабины экипажа и пассажиров.

      1022. Системы пожарной сигнализации на земле и в полете в ожидаемых условиях эксплуатации должны быть испытаны на устойчивость против ложных срабатываний.

      1023. На земле и в полете должно быть проверено, что условия работы агрегатов системы пожаротушения в местах их размещения соответствуют требованиям к ним.

      1024. Должны быть проведены испытания средств пожарной защиты, установленных в кабинах и багажных отсеках ВС.

      1025. Испытания конструкционных и отделочных полимерных материалов, примененных в интерьере и отделке кабины, а также багажных отсеков, следует проводить по методикам, изложенным в главе 158.

160. Воздухозаборники

      1026. В ожидаемых условиях эксплуатации и при всех допускаемых Руководством по летной эксплуатации режимах работы двигателей и их сочетаниях должна обеспечиваться газодинамическая устойчивая совместная работа воздухозаборников и двигателей.

      1027. В ожидаемых условиях эксплуатации и при всех допускаемых Руководством по летной эксплуатации режимах работы двигателей и их сочетаниях уровень вибронапряжений в лопатках компрессора, вызываемых компоновкой двигателей на ВС, не должен превышать допустимого значения.

      1028. Воздухозаборник должен быть скомпонован на ВС или защищен специальными устройствами (сетки в канале, струйная защита, щитки на колесах шасси и др.) таким образом, чтобы при рулении, взлете и посадке ВС попадание внутрь воздухозаборного устройства посторонних предметов с поверхности аэродрома не вызывало механических повреждений деталей двигателя, величины которых превышают установленные пунктом 600. При использовании реверса тяги растекание реактивных струй по поверхности аэродрома должно быть организовано таким образом, чтобы исключать попадание внутрь воздухозаборника посторонних предметов с поверхности аэродрома, вызывающее механические повреждения деталей двигателя, величины которых превышают установленные пунктом 600.

      1029. Воздухозаборник должен быть снабжен противообледенительной системой с автоматическим и ручным управлением для предотвращения образования льда при полете в условиях обледенения. Должна иметься возможность проверки исправности противообледенительной системы воздухозаборника на земле, а также контроль за ее работой в полете.

      1030. Воздухозаборник вспомогательной силивой установки должен удовлетворять требования. Противообледенительную систему на воздухозаборнике вспомогательной силивой установки можно не устанавливать, если будет показано, что при выбранной компоновке вспомогательной силивой установки на ВС в противообледенительной системе нет необходимости.

      1031. Конструкция и компоновка воздухозаборника вспомогательного газотурбинного двигателя и выхлопного устройства вспомогательной силивой установки на ВС должны быть выполнены таким образом, чтобы обеспечивались нормальный запуск и положительный перепад давления на режимах авторотации для исключения обратного вращения ротора вспомогательного газотурбинного двигателя и, если это необходимо, ограничение максимальной частоты вращения ротора на этом режиме.

161. Выходные устройства

      1032. Выходные устройства двигателей силивой установки и вспомогательной силивой установки должны быть скомпонованы таким образом, чтобы не допустить перегрева прилегающих элементов конструкции ВС.

      1033. Компоновка выходных устройств должна исключать произвольную утечку газов, а также их попадание в кабину ВС.

      1034. Элементы конструкции и обшивки ВС, находящиеся вблизи выходных устройств двигателей или на которые возможно попадание выхлопных газов, должны быть изготовлены из огнестойких материалов.

      1035. Элементы выходного устройства, как силовой установки, так и вспомогательной силивой установки должны допускать (где это необходимо) относительное перемещение и исключать их разрушение или недопустимую деформацию при расширении от нагрева в условиях работы двигателей на всех эксплуатационных режимах.

      1036. Для выходных устройств силовой установки, имеющих реверсирование тяги, места расположения выпускных каналов и направления струй газа (воздуха), выходящих из реверсивного устройства, при его работе на всех режимах, разрешенных Руководством по летной эксплуатации, должны быть выбраны так, чтобы исключать:
      1) недопустимый нагрев и вибрации элементов конструкции двигателя, силовой установки и ВС от воздействий реверсивных струй;
      2) засасывание в воздухозаборники под действием реверсивных струй посторонних предметов с поверхности аэродрома;
      3) недопустимое снижение запаса устойчивой работы компрессора двигателя вследствие попадания выхлопных газов и изменения структуры потока на входе в воздухозаборник;
      4) возникновение недопустимых неуравновешенных вертикальных или боковых нагрузок на элементы двигателя и ВС;
      5) недопустимое снижение устойчивости и управляемости ВС из-за влияния реверсивных струй на органы управления.

      1037. Выходные устройства вспомогательной силовой установки должны удовлетворять требованиям.

162. Капоты

      1038. Капоты (обшивка) гондол двигателей должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы они выдерживали вибрационные, инерционные и другие нагрузки от потока воздуха которые могут воздействовать на них в условиях эксплуатации.

      1039. Капот должен иметь систему дренажирования горючих жидкостей из мотогондолы, удовлетворяющую требованиям.

      1040. Капоты должны изготовляться из материала не менее теплостойкого, чем дюралюминий. Части капота, подверженные в процессе эксплуатации повышенному нагреву из-за их близости к высоконагретым поверхностям двигателя или к элементам выхлопной системы, должны быть изготовлены из материалов, выдерживающих эти повышенные температуры, а части капота, подверженные воздействию выхлопных газов, должны быть изготовлены из огнестойких материалов, если это воздействие вызывает снижение прочности или повреждение конструкции.

      1041. Воздухозаборники и выходные патрубки (жалюзи) системы охлаждения (вентиляции) подкапотного пространства, а также выходные патрубки других систем должны размещаться таким образом, чтобы обеспечивался безопасный выход воздуха, газов и др. Их расположение на капоте должно удовлетворять требованиям.

      1042. На капотах каждого двигателя с внешней стороны должен быть лючок для подачи огнегасительного вещества в подкапотное пространство от наземных аэродромных огнетушительных средств. Лючок должен легко открываться при нажатии на него раструбом или распылителем наземных огнетушительных средств. Лючок должен иметь обозначение красным цветом по контуру и иметь надпись: "Для наземного тушения".
      Примечание. Размеры лючка должны быть равны:
      1) для круглого - диаметр не менее 127 миллиметров;
      2) для квадратного - сторона не менее 127 миллиметров.

      1043. Капоты вспомогательной силовой установки должны удовлетворять требованиям.

163. Испытания воздухозаборников, выходных устройств и капотов

      1044. Испытания воздухозаборников.
      Для оценки соответствия воздухозаборников требованиям пункта 1026 должны быть проведены наземные и летные испытания. При испытаниях проверяются:
      1) устойчивость совместной работы воздухозаборников и двигателей в ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе и при допустимых ветровых условиях;
      2) работоспособность и эффективность противообледенительной системы воздухозаборника в контролируемых условиях естественного обледенения в соответствии с пунктом 466;
      3) обеспеченность защиты от попадания посторонних предметов в двигатель с взлетно-посадочной полосы при рулении, взлете и посадке ВС;
      4) работоспособность воздухозаборника вспомогательной силовой установки и обеспечение им запуска и нормальной работы вспомогательного газотурбинного двигателя на земле и в полете во всех ожидаемых условиях эксплуатации с учетом имеющихся указаний в Руководстве по летной эксплуатации;
      5) влияние помпажного срыва в одном из двигателей на работу близко расположенных двигателей.

      1045. Испытания выходных устройств.
      Для оценки соответствия выходных устройств требованиям должны быть проведены наземные и летные испытания. При испытаниях должны быть определены:
      1) тепловые условия выходного устройства;
      2) тепловые условия силовых элементов реверсивного устройства на всех режимах полета и работы двигателей, допустимых при применении реверсирования тяги согласно Руководства по летной эксплуатации;
      3) температуры элементов конструкции ВС, на которые возможно попадание выхлопных газов, как на режимах прямой тяги, так и на режимах реверсирования тяги.

      1046. Испытания капотов.
      Для оценки соответствия требованиям главы должен быть представлен расчет на прочность капотов и проведены наземные испытания по определению эффективности дренажей по удалению из мотогондол горючих жидкостей, а также измерены температуры элементов капота в районе выходных устройств при работе двигателя на всех режимах, в том числе и на режимах реверсирования, если силовая установка оборудована реверсивным устройством. Должна быть показана возможность открытия пожарных лючков от наземных аэродромных средств тушения пожара.

164. Оборудование ВС

      1047. Определения. Оборудование бортовое, рассматриваемое в главах 164-202 - общее наименование технических устройств, устанавливаемых на воздушном судне для определения местоположения ВС, обеспечения самолетовождения и управления воздушным движением, обеспечения внешней и внутренней радиосвязи, обеспечения электроэнергией, решения светотехнических задач, а также оборудование для контроля за работой силовых установок.

      1048. Вид оборудования - оборудование с общим признаком назначения, принципа действия или рабочего процесса.

      1049. Комплекс - совокупность информационных систем, вычислительно-программирующих средств, систем индикации, сигнализации и управления, предназначенных для совместного выполнения группы задач общего функционального назначения.

      1050. Система - совокупность взаимосвязанных изделий авиационной техники, предназначенных для выполнения заданных функций.

      1051. Тракт измерения (управления) - цепочка последовательно связанных элементов в одной или нескольких системах или комплексах, решающая задачи восприятия, измерения и индикации (управления) параметра (параметром).

      1052. Прибор - устройство, имеющее самостоятельное эксплуатационное значение и обеспечивающее измерение и индикацию параметра (параметров).

      1053. Индикатор - средство отображения информации о количественном или качественном значении параметров.

      1054. Сигнализатор - прибор, обеспечивающий отображение информации о соответствии или несоответствии параметра, системы или объекта требуемому значению или состоянию в виде визуальных, звуковых и тактильных сигналов.

      1055. Датчик - измерительное устройство для выработки сигнала о текущем значении измеряемого параметра.

      1056. Пилотажно-навигационное оборудование - совокупность измерительных, вычислительных и управляющих систем и устройств и систем отображения информации на борту ВС, предназначенных для решения задач пилотирования, навигации и самолетовождения в целом от взлета до посадки и выдачи информации потребителям.

      1057. Радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением - оборудование, обеспечивающее определение местоположения ВС в полете, на маршруте, на взлете и при посадке, а также автоматическую передачу данных наземным службам управления воздушным движением радиотехническим способом.

      1058. Радиосвязное оборудование - оборудование, обеспечивающее прием и передачу сообщений по радиоканалам, ведение переговоров между членами экипажа и передачи оповещений пассажирам.

      1059. Антенно-фидерные устройства - совокупность устройств, включающая в себя антенну, соединительные элементы и фидеры, обеспечивающая прием и/или излучение электромагнитной энергии бортовым радиотехническим оборудованием навигации, посадки и/или радиосвязным оборудованием. В состав антенно-фидерных устройств могут также входить фильтры, коммутирующие устройства и другие элементы.

      1060. Электротехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее генерирование, преобразование, распределение электроэнергии между приемниками электроэнергии, а также различного рода электротехнические устройства и механизмы, имеющие самостоятельное назначение и не являющиеся элементами других систем.

      1061. Система электроснабжения - совокупность систем генерирования и распределения электроэнергии.

      1062. Система генерирования - совокупность источников или преобразователей электроэнергии (генераторов, преобразовательных установок рода тока и величины напряжения, аккумуляторов), устройств стабилизации их напряжений и частот, устройств параллельной работы, защиты, управления и контроля, которые обеспечивают централизованное производство электроэнергии и поддержание ее характеристик в заданных пределах.

      1063. Первичная система электроснабжения - система электроснабжения, генераторы которой приводятся во вращение маршевыми двигателями ВС или вспомогательной силовой установкой.

      1064. Вторичная система электроснабжения - система электроснабжения, источниками которой являются преобразующие устройства, питаемые от первичной системы.

      1065. Аварийный источник электроэнергии - источник электроэнергии, независящий от работы первичных источников, установленных на маршевых двигателях и вспомогательной силовой установке. Аварийный источник используется в полете при отказавших и/или отключенных первичных источниках для питания ограниченного состава приемников электроэнергии (I категории). Примерами аварийных источников служат аккумулятор, преобразователь, питаемый от аккумулятора.

      1066. Система распределения электроэнергии - совокупность устройств, передающих электроэнергию от системы генерирования, элемента присоединения наземного источника к распределительным устройствам и от распределительных устройств к приемникам электроэнергии, обеспечивающих производство необходимых коммутаций, резервирование электропитания приемников и защиту от повреждения системы распределения.

      1067. Первичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от системы генерирования к распределительным устройствам.

      1068. Вторичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от распределительных устройств к приемникам электроэнергии.

      1069. Приемники электроэнергии - системы, устройства, отдельные блоки, для работы которых необходима электроэнергия. По характеру требований надежности электроснабжения приемники электроэнергии разделяются на три категории:
      1) приемники электроэнергии первой категории, работа которых необходима для обеспечения безопасного завершения полета и посадки в соответствии с пунктом 32;
      2) приемники электроэнергии второй категории, работа которых необходима для безопасного продолжения запланированного полета и посадки по заданию на полет;
      3) приемники электроэнергии третьей категории, прекращение электропитания которых не влияет на безопасность полета и на выполнение задания на полет.

      1070. Светотехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее как общее, так и местное освещение пассажирских салонов, кабин экипажа, технических и грузовых отсеков, приборов и пультов управления, обозначение и наружное освещение аварийных выходов, световое обозначение местоположения ВС, а также освещение внешнего пространства при рулении, взлете, посадке и освещение элементов конструкции ВС.

      1071. Средства контроля работы силовой установки (рассматриваемые в главах 164-202) - приборы, обеспечивающие измерение и индикацию экипажу, параметров работы двигателей, топливной и масляной систем.

      1072. Основное оборудование - обязательное оборудование, необходимое для обеспечения основных заданных функций в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1073. Резервное оборудование - обязательное оборудование, необходимое для обеспечения нормального выполнения ограниченного количества функций с приемлемыми точностными характеристиками при отказе отдельных видов основного оборудования или невозможности его использования.

      1074. Центральный сигнальный огонь - светосигнальное устройство, предназначенное для привлечения внимания и информации членов экипажа ВС о включении любого из относящихся к нему аварийных или предупреждающих сигналов.

      1075. Режим RBS (A, AC) (Radar Beacon System) - режим работы радиолокационного ответчика управления воздушным движением в диапазоне частот и по кодам "запрос - ответ", соответствующим Приложению 10 к Конвенции о Международной гражданской авиации.

      1076. Режим управления воздушным движением - режим работы радиолокационного ответчика в диапазоне частот и по кодам "запрос - ответ", принятым в системе вторичной радиолокации.

      1077. Общие положения. Требования глав 164-202 распространяются на следующее бортовое оборудование:
      пилотажно-навигационное;
      радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением;
      радиосвязное;
      электротехническое;
      светотехническое;
      средства контроля работы силовой установки.
      Примечание. Требования глав 164-202 не относятся к оборудованию, использующему экранные индикаторы (на электронно-лучевых трубках, светодиодах и т.п., кроме экрана радиолокатора) для отображения информации о пилотажно-навигационных параметрах и/или параметрах работы силовой установки.

      1078. Положения глав 164-202 определяют состав оборудования ВС, общие требования к техническим характеристикам, конструкции и размещению на ВС оборудования, а также требования к компоновке кабины экипажа и размещению в кабине средств отображения информации и сигнализации.

      1079. Общие требования. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось выполнение всех требуемых функций для производства полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      1080. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы требуемые функции обеспечивались в условиях внешних воздействий, которые могут иметь место в процессе эксплуатации конкретного типа ВС в полете и на земле.
      Если бортовое оборудование соответствует требованиям пункта 1077, а параметры внешних воздействий, которые могут иметь место на воздушном судне в местах установки этого оборудования, не превышают соответствующих норм, изложенных в пунктах 1077-1078, то обеспечивается выполнение этого пункта без дополнительных доказательств.

      1081. Бортовое оборудование и установленное в зонах со взрывоопасными средами должно удовлетворять требованиям по взрывобезопасности оборудования, изложенным в пункте 1078.

      1082. Должна быть доказана практическая невероятность того, что бортовое оборудование, установленное на ВС, является источником пожара, ядовитых газов как при исправной его работе, так и при возможных его отказах.

      1083. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на ВС таким образом, чтобы при выполнении полетов в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивались действующие требования по эшелонированию и точности самолетовождения и пилотирования.

      1084. Бортовое оборудование должно быть работоспособно при качестве электропитания, имеющем место на конкретном типе ВС. Выполнение требований пункта 1077, по качеству электропитания применительно к приемникам электроэнергии и система электроснабжения на ВС обеспечивает выполнение требований данного пункта без дополнительных доказательств.

      1085. Состав приемников электроэнергии первой категории должен выбираться таким образом, чтобы:
      1) для воздушных судов оборудованных генераторами, установленными на вспомогательной силовой установке, при всех отключенных (отказавших) генераторах, установленных на маршевых двигателях, и при незапущенной вспомогательной силовой установке, при работе только этих приемников обеспечивалась в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации возможность завершения полета и безопасной посадки или полета, по крайней мере, до окончания запуска вспомогательной силовой установки и подключения ее генератора к системе распределения ВС;
      2) для воздушных судов не оснащенных генераторами, установленными на вспомогательной силовой установке, при всех отключенных (отказавших) генераторах, при работе только этих приемников обеспечивалась в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации возможность завершения полета и безопасной посадки.

      1086. При отказах в системе электроснабжения и/или в одном из ее каналов, приводящих к потере питания приемников любой шины или канала, или ухудшении качества электропитания приемников возникающая ситуация не должна быть тяжелее сложной.

      1087. Возникновение отказов или неисправностей в каких-либо приемниках не должно приводить к прекращению электроснабжения других приемников I или II категорий.
      Должна быть доказана инженерным анализом и/или испытаниями возможность выполнения полета (от взлета до посадки) в соответствии с ранее установленным планом полета при отключенных приемниках электроэнергии III категории.

      1088. Все элементы функциональных систем, потребляющие электроэнергию и требующие в полете непосредственного обслуживания, должны быть выполнены и (или) смонтированы так, чтобы исключалась опасность поражения электрическим током при обслуживании или случайном прикосновении.

      1089. Температура любой части устройств, требующих регулировки во время работы, не должна превышать более чем на 20 о С температуру окружающей среды. Температура наружных поверхностей устройств (за исключением горячих поверхностей кухонного оборудования), установленных в таких местах ВС, которые могут быть доступны для пассажиров и экипажа, или там, где эти устройства могут соприкасаться с их вещами, не должна превышать + 70 о С при температуре окружающего воздуха +20 о С.

      1090. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено таким образом, чтобы при пользовании его органами управления при всех возможных положениях, а также при нарушении необходимой последовательности рабочих операций не могли возникнуть повреждения, как данного оборудования, так и другого оборудования, каким-либо образом с ним связанного. Органы управления и регулировки, которые не используются в полете, должны быть недоступны для экипажа.

      1091. Для функциональных систем оборудования, отказ которых может служить непосредственной причиной возникновения особой ситуации тяжелее усложнения условий полета должны быть предусмотрены средства контроля их отказного состояния и обеспечена выдача сигнала об отказе с возможностью использования этого сигнала для индикации экипажу и (или) возможностью его применения взаимодействующими системами для обеспечения блокировки (невозможности включения отказавшей системы для соответствующего режима управления).

      1092. Для проверки исправности оборудования в его конструкции должно быть предусмотрено наличие встроенного контроля или возможности сопряжения с внешними устройствами контроля работоспособности. Средства контроля могут отсутствовать, если в эксплуатационной документации на ВС оговорены методы, обеспечивающие проверку исправности без их использования.

      1093. Бортовое оборудование должно размещаться на ВС таким образом, чтобы были обеспечены необходимые условия для работы с ним соответствующих членов экипажа в полете согласно требованиям.

      1094. Все функциональные системы, потребляющие, генерирующие, преобразующие или распределяющие электроэнергию или электрические сигналы (включая цепи электропитания, управления, передачи информации и антенно-фидерные устройства), должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на ВС таким образом, чтобы при их одновременной работе, возможной в процессе эксплуатации, не создавались такие электромагнитные помехи радиотехнического оборудования навигации, посадки, радиосвязного оборудования или электронным устройствам, которые приводят к нарушению их работоспособности или возникновению особых ситуаций.
      Примечание 1. Все элементы функциональных систем должны быть сконструированы в соответствии с пунктом 1098.
      Примечание 2. Допускается наличие электромагнитных помех, не приводящих к возникновению особой ситуации хуже, чем усложнение условий полета, если обеспечивается возможность разнесения по времени работы источника и приемника помех.

      1095. Состав и содержание придаваемой к ВС и оборудованию технической документации должны обеспечивать правильную эксплуатацию, обслуживание, хранение и транспортировку оборудования. Оборудование должно иметь маркировку, обеспечивающую четкую идентификацию изделий.

      1096. Диапазон измерения и индикации параметров с учетом возможных погрешностей оборудования должен быть таким, чтобы обеспечивалось выполнение полетов в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1097. Бортовое оборудование должно соответствовать требованиям главы 155 с подтверждением необходимыми расчетами, стендовыми и/или наземными, летными испытаниями.

165. Требования к прокладке и защите жгутов проводов

      1098. Жгуты проводов должны быть проложены так, чтобы был обеспечен доступ для осмотра, обслуживания и регулировки аппаратуры и агрегатов ВС без демонтажа жгутов и не была закрыта маркировка элементов.

      1099. Провода, используемые на ВС, должны быть рассчитаны на применение во всех условиях, которые могут возникнуть в месте их прокладки во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС.

      1100. Отдельные участки жгутов проводов, расположенные в местах, где возможны механические воздействия или воздействия жидкостей, паров и горячего воздуха, должны иметь соответствующую защиту. В местах, где жгуты подвергаются периодическим изгибам, необходимо применять специальные и гибкие провода.

      1101. Изоляция проводов должна быть самозатухающей. Методика испытания по определению способности проводов к самозатуханию.

      1102. Жгуты проводов должны быть проложены выше трубопроводов гидравлической, топливной и масляной систем. Участки проводов и жгутов (снижения) в районе агрегатов указанных систем допускается прокладывать ниже трубопроводов, при этом должна быть обеспечена их соответствующая защита. При прокладке жгутов должны быть обеспечены необходимые зазоры между жгутами проводов и элементами конструкции, блоками, трубопроводами различных систем, исключающие повреждения изоляции проводов.

      1103. Провода, питающие резервирующие элементы отдельных систем и распределительные устройства, должны быть разнесены для уменьшения вероятности их одновременного повреждения.
      Для проводов сечением 4,0 мм 2 и менее, заделанных в наконечники, должен быть предусмотрен эксплуатационный запас по длине, позволяющий производить повторные заделки не менее трех раз с каждого конца провода. Указанный запас распределяется равномерно на участке 3-4 точек крепления жгута, начиная от места заделки проводов.

      1104. Подвижные участки жгутов должны обеспечивать свободу перемещения подвижных частей конструкции ВС без повреждения жгутов в пределах межремонтного ресурса.

166. Требования при присоединении минусовых проводов
к корпусу воздушного судна

      1105. Места присоединения минусовых проводов не должны быть подвержены прямому попаданию воды, топлива, масла, гидросмеси и других жидкостей.

      1106. Присоединение минусовых проводов не должно приводить к уменьшению прочности конструкции. Толщина корпуса в местах присоединения минусовых проводов должна быть не менее значений, указанных в таблице 18.
      Примечание. Допускается увеличение толщины корпуса в месте присоединения минусовых проводов за счет установки накладок, шин и других деталей.

                                          Таблица 18.

Сечение провода, мм 2

Толщина корпуса, мм

от 0,2 до 1,50

1

от 1,50 до 10,00

1,5

от 10,00 до 25,00

2,5

от 25,00 до 70,00

3

от 70,00 до 95,00

4

      1107. В бортовой сети одним болтом или на одну клемму допускается крепить до трех наконечников для приемников III категории, до двух наконечников для приемников I и II категорий с проводами сечением не более 1,5 мм 2 ; до двух наконечников для приемников III категории и одного - для приемников I и II категорий с проводами сечением не более 4 мм 2
при температуре в месте присоединения до +85 о С и не более 1 наконечника с проводами любого сечения при температурах более 85 о С.

      1108. Величины переходных сопротивлений между наконечником и корпусом ВС не должны превышать значений, указанных в таблице 19.

                                            Таблица 19.

Сечение провода, мм 2

Величина переходного
сопротивления, мкОм не более

от 0,2 до 2,50

600

от 2,50 до 10,00

500

от 10,00 до 26,00

400

35,00

300

50,00; 70,00

200

95,00

100

      Точки заземления минусовых проводов (клеммы, болты, гайки) должны быть окрашены в красный цвет.

167. Требования к установке электрических соединителей

      1109. Низкочастотные электрические соединители должны жестко крепиться в местах, обеспечивающих доступ к ним с использованием всех точек крепления, предусмотренных конструкцией соединителя.

      1110. Установка низкочастотного соединителя должна быть выполнена таким образом, чтобы обеспечивалась возможность сочленения и расчленения частей соединителя без натяжения жгутов.

      1111. Должна быть обеспечена контровка соединения после стыковки частей соединителя.

      1112. На соединители, предусмотренные для неподключенного в полете оборудования, должны быть установлены заглушки с контровкой.

      1113. При установке двух и более соединителей в непосредственной близости друг от друга должны быть предусмотрены конструктивные меры, исключающие возможность сочленения любой части соединителя не со своей ответной частью.

      1114. Место установки соединителя должно быть выбрано таким образом, чтобы исключалась возможность непосредственного попадания влаги на соединитель или должна быть предусмотрена защита, исключающая такое попадание влаги на соединитель.

      1115. Для исключения попадания влаги в соединители по жгутам последние должны подводиться снизу или иметь петлю.

168. Пилотажно-навигационное оборудование

      1116. Общие положения. Требования настоящей главы распространяются на пилотажно-навигационное оборудование, за исключением радиотехнического навигационно-посадочного оборудования. Этим оборудованием (средствами) могут быть приборы, агрегаты, устройства, а также системы и комплексы, необходимые для самолетовождения и пилотирования во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

      1117. Общие требования. Для удовлетворения требования безопасного полета на ВС устанавливается пилотажно-навигационное оборудование, состав которого (номенклатура и количество) должен выбираться исходя из ожидаемых условий эксплуатации.

      1118. Количество образцов каждого типа оборудования, устанавливаемого на ВС, должно быть минимальным. При этом должно обеспечиваться совместно с радиотехническим навигационно-посадочным оборудованием резервирование (структурное и/или функциональное), допускающее выполнение полета в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1119. Пилотажно-навигационное оборудование должно соответствовать требованиям пунктов 1077-1078.

      1120. На воздушных судах предназначенных для полетов по Правилам визуальных полетов, должно устанавливаться следующее оборудование:
      1) у каждого пилота:
      прибор или индикатор приборной скорости с индикацией максимальной эксплуатационной приборной скорости (V max э );
      прибор или индикатор барометрической высоты;
      прибор или индикатор углов крена и тангажа;
      индикатор скольжения;
      2) общее для двух пилотов:
      автономный магнитный компас;
      часы с секундомером, со стрелками или цифровым указателем, показывающие часы, минуты и секунды;
      индикатор температуры наружного воздуха.
      Примечание. При наличии индикатора температуры наружного воздуха у бортинженера допускается устанавливать индикатор температуры наружного воздуха у одного из пилотов.

      1121. На воздушных судах предназначенных для полетов по Правилам полетов по приборам, кроме выше перечисленного, должно устанавливаться следующее оборудование:
      1) у каждого пилота:
      прибор или индикатор магнитного и/или истинного, и/или приведенного (к магнитному или истинному меридиану) курсов, стабилизированных гироскопическими или эквивалентными им вычислительными устройствами;
      прибор вертикальной скорости (вариометр);
      прибор угловой скорости разворота;
      2) у первого пилота:
      резервный механический барометрический высотомер;
      3) общее для двух пилотов:
      резервный авиагоризонт;
      сигнализатор достижения допустимых в эксплуатации углов крена.
      Примечание. Допускается выполнение сигнализатора достижения допустимых в эксплуатации углов крена без указания знака крена.

      1122. На ВС должно устанавливаться следующее оборудование:
      1) у каждого пилота:
      прибор или индикатор текущего числа М с индикацией максимального эксплуатационного числа М (М max э ) на воздушном судне, имеющем ограничения по числу М.
      Примечание. Допускается индицировать ограничения максимальной эксплуатационной приборной скорости и максимального эксплуатационного числа М посредством указателя (индекса) максимальной эксплуатационной приборной скорости.
      2) общее для двух пилотов:
      индикатор текущего угла атаки с индикацией допустимого угла атаки на воздушном судне, не имеющем естественных или искусственных признаков, предупреждающих о приближении к сваливанию;
      прибор или индикатор нормальной перегрузки с индикацией максимальной эксплуатационной перегрузки на воздушном судне, имеющем ограничения по нормальной перегрузке;
      индикатор координат места воздушного судна на ВС, летающих в условиях полетов по приборам по трасам протяженностью более 300 км при отсутствии в составе экипажа лица, свободного от пилотирования и выполняющего задачи обеспечения навигации (штурманские функции);
      сигнализатор максимальной эксплуатационной приборной скорости (V max э );
      3) прибор(ы) или индикатор(ы) с футовой шкалой высоты у пилотов в случае полета ВС по трассам с футовыми измерениями высот эшелонов.

      1123. На ВС должны устанавливаться средства автоматического управления. В состав средств входят автопилот и при необходимости система траекторного управления и автомат тяги двигателей. Для легких ВС, имеющих максимальную крейсерскую высоту полета не более 4200 метров, требование данного пункта является рекомендательным.
      Примечание. Под средствами автоматического управления понимается как отдельно взятые автопилот, система траекторного управления и автомат тяги двигателей, так и их совокупность.

      1124. Параметры, индицируемые приборами, могут индицироваться как на приборах (индикаторах) с раздельной индикацией, так и на приборах (индикаторах) с совмещенной индикацией. При этом должна сохраняться раздельная индикация:
      барометрической высоты у первого пилота и приборной скорости у каждого пилота механические;
      магнитного курса на автономном магнитном компасе, общем для двух пилотов.
      Примечание 1. Раздельная индикация приборной скорости, а также барометрической высоты на механических принципах работы не обязательна, если для индикации этих параметров в приборе с совмещенной индикацией используется отдельный механический канал.
      Примечание 2. Под механическим прибором понимается как полностью механический прибор, так и электромеханический прибор, у которого сохраняется работоспособность механического канала измерения и индикации при любом отказе электромеханической части прибора.

      1125. У одного из пилотов без дополнительных действий со стороны любого члена экипажа должна обеспечиваться индикация углов крена, тангажа и гироскопического (гиромагнитного) курса после возникновения в системах измерения этих параметров любого единичного отказа, в том числе отказа электропитания с немедленным оповещением пилота о его возникновении.

      1126. Если указанное оборудование недостаточно для обеспечения требуемой точности пилотирования и самолетовождения, а также допустимой загрузки экипажа, то дополнительно должно быть установлено оборудование, обеспечивающее выполнение указанных требований в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1127. Указывающие приборы, отображающие углы крена, тангажа и курса, а также барометрическую высоту и приборную скорость, кроме механических приборов (приборы барометрической высоты, приборной скорости и магнитный компас типа КИ), должны иметь сигнализацию отказов тракта измерения параметра, в том числе и электропитания, по сигналам, поступающим в прибор.
      Примечание. Допускается отсутствие сигнализации отказа курса на радиомагнитных индикаторах.

      1128. На ВС, вмещающем более 30 пассажиров и предназначенном для полетов в условиях полетов по приборам, должны быть установлены средства, обеспечивающие выдачу пилотам сигналов в следующих условиях сближения с землей:
      при скорости снижения или скорости сближения с землей, находящейся под воздушным судном, превышающие установленные ограничения для данного режима;
      при потере высоты или при изменении скорости снижения после взлета и при уходе на второй круг, превышающих установленные ограничения для указанных режимов;
      при отклонении ниже глиссады, превышающем установленные ограничения на режиме захода на посадку по курсоглиссадным системам (СП - ИЛС);
      при полете воздушного судна ниже допустимой высоты в непосадочной конфигурации. Значения порогов срабатывания средств сигнализации опасной близости земли должны быть выбраны таким образом, чтобы для вывода ВС в безопасный рекомендуемый Руководством по летной эксплуатации режим полета не требовалось применения необычных методов пилотирования, а также превышения нормальной перегрузки пу = 1,5 или ограничений, устанавливаемых Руководством по летной эксплуатации, если они наступают при меньших значениях нормальной перегрузки.

      1129. Средства измерения и стабилизации заданной барометрической высоты должны иметь точностные и надежностные характеристики, обеспечивающие безопасное выполнение полета в действующей системе вертикального эшелонирования и соответствующие общим "Нормативным требованиям к техническим характеристикам средств вертикального эшелонирования".
      Для выполнения указанных выше требований на борту ВС должны быть установлены:
      не менее трех независимых трактов измерения барометрической высоты, из которых не менее двух должны быть обеспечены средствами автоматического контроля в полете;
      средства контроля и сигнализации отклонения от заданной высоты эшелона;
      средства передачи сигнала барометрической высоты в систему управления воздушным движением;
      средства, обеспечивающие автоматическую (если она требуется) и ручную стабилизацию заданной высоты.
      Для ВС с максимальной крейсерской высотой полета не более 4200 метров, а также ВС, предназначенных для полетов по Правилам визуальных полетов, допускается создание двух независимых трактов измерения высоты, отсутствие автоматического контроля и сигнализации отклонения от заданной высоты эшелона, а также отсутствие автоматической стабилизации заданной высоты полета.
      Примечание. Независимыми считаются тракты измерения высоты, использующие различные системы статического давления; наличие общего для двух систем статического давления пневмокрана не считается нарушением независимости.

169. Средства определения курса

      1130. Средства определения курса в условиях полета по Правилам полетов по приборам должны включать в свой состав как минимум два датчика гироскопического (стабилизированного) курса, один датчик магнитного курса, автономный магнитный компас (типа КИ), а также индикаторы магнитного и/или истинного, и/или приведенного (к магнитному или истинному меридиану) курсов у каждого пилота. Индикация курса первому и второму пилотам должна осуществляться от различных датчиков гироскопического (стабилизированного) курса, получающих питание от различных независимых подсистем (каналов) электроснабжения.
      Примечание 1. На воздушных судах, летающих только по местным воздушным линиям, допускается устанавливать один датчик гироскопического (стабилизированного) курса при условии, что в случае его отказа обеспечивается продолжение и завершение полета в ситуации не хуже, чем усложнение условий полета.
      Примечание 2. Допускается определение магнитного курса другими способами, например, вычислением.

      1131. Средства определения курса должны устанавливаться таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение ими заданных функций с необходимыми точностными характеристиками, определяемыми ожидаемыми условиями эксплуатации ВС. В местах установки датчиков магнитного курса величина первоначальной девиации не должна превышать + 2 о при значении горизонтальной составляющей магнитного поля Земли, равной 0,16-0,18 эрстед. Величина остаточной девиации не должна превышать + 1 о на любом курсе при значении горизонтальной составляющей магнитного поля Земли в пределах от 0,27 до 0,06 эрстед. В процессе эксплуатации допускается увеличение остаточной девиации до + 2 о . В эксплуатационно-технической документации на воздушное судно должны быть приведены способы поддержания девиации в установленных выше пределах во время эксплуатации ВС.

      1132. Включение электрооборудования и/или приемников электроэнергии, изменение режима работы двигателей, исключая участки неустановившегося по скорости полета, изменение углов крена и тангажа, а также перемещение подвижных частей и органов управления на ВС в ожидаемых условиях эксплуатации не должны приводить к увеличению 355 погрешности гиромагнитного курса более максимально допустимой величины остаточной девиации + 2 о .

      1133. Автономный магнитный компас (типа КИ) должен устанавливаться таким образом, чтобы его остаточная девиация не превышала + 10 о при работе оборудования в объеме и положении, оговариваемого для случая использования этого компаса. В случае превышения указанных значений использование компаса допускается только при наличии на ВС таблицы величин девиации, помещаемой в поле зрения обоих пилотов.

      1134. В случае необходимости применения астрономических курсовых средств, используемых для коррекции курса, определяемого гироскопическими устройствами, датчик астрокурса должен устанавливаться на воздушном судне в месте, где отсутствует затенение его визирной части любыми элементами конструкции ВС, кроме киля. Место установки датчика должно обеспечивать наименьшее искажение при визировании светил.

170. Средства определения крена и тангажа (система авиагоризонтов)

      1135. Средства определения крена и тангажа включают совокупность датчиков вертикали, индикаторов и систему контроля, обеспечивающих определение и индикацию пространственного положения ВС и контроль достоверности информации.

      1136. Средства определения крена и тангажа должны включать как минимум два основных авиагоризонта и резервный авиагоризонт. В качестве индикаторов основных авиагоризонтов могут быть использованы командно-пилотажные индикаторы. Индикация углов крена и тангажа первому и второму пилотам должна осуществляться от различных датчиков вертикали. Основные авиагоризонты должны получать питание от электрически независимых подсистем (каналов) электроснабжения.
      Любой единичный отказ в системе авиагоризонтов, в том числе единичный отказ в системе электроснабжения, не должен приводить к отказу более чем одного авиагоризонта.
      Примечание 1. Для ВС, предназначенных для полетов по Правилам визуальных полетов, применение резервного авиагоризонта не обязательно.
      Примечание 2. В качестве индикаторов основных авиагоризонтов могут применяться автономные или дистанционные авиагоризонты. В качестве датчиков могут применяться гировертикали, курсовертикали, инерциальные курсовертикали, инерциальные системы.

      1137. Авиагоризонты, в том числе датчики дистанционных авиагоризонтов, должны устанавливаться на ВС таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение ими заданных функций с необходимыми точностными характеристиками, определяемыми ожидаемыми условиями эксплуатации данного воздушного судна.

      1138. Индикация углов крена и тангажа на резервном авиагоризонте должна быть идентична с индикацией основных авиагоризонтов в такой степени, чтобы обеспечивалось сравнение показаний авиагоризонтов.

      1139. В случае необходимости использования в средствах определения крена и тангажа выключателей коррекции каждый из авиагоризонтов должен подключаться к отдельному выключателю коррекции, запитываемому от тех же подсистем (каналов) электроснабжения, что и работающий с ним в паре авиагоризонт.
      Примечание. Если выключатель коррекции помимо авиагоризонта используется для выключения коррекции других гироприборов, необходимо обеспечить электрическую развязку цепей выключения коррекции авиагоризонта и других гироприборов.

      1140. Прекращение индикации пространственного положения ВС на индикаторах основных авиагоризонтов без сигнализации или полная потеря индикации пространственного положения ВС должны рассматриваться как катастрофическая ситуация, при этом должно выполняться требование применительно к катастрофическим ситуациям.
      Прекращение индикации пространственного положения ВС на индикаторах основных авиагоризонтов на один час полета должно быть событием не более частым, чем маловероятное.

      1141. Резервный авиагоризонт должен быть подключен к системе электроснабжения таким образом, чтобы его электропитание было обеспечено без дополнительных действий со стороны экипажа и коммутаций цепей электропитания при отказе всех генераторов, приводимых во вращение маршевыми двигателями. В качестве резервного авиагоризонта на ВС должен устанавливаться авиагоризонт, сохраняющий работоспособность и функционирующий после пребывания в условиях изменения крена и тангажа в диапазоне + 360 о .

      1142. Для ВС, предназначенных для полетов по приборам, контроль авиагоризонтов должен осуществляться либо устройствами автоматического внешнего контроля индикаторов и датчиков, либо совокупностью средств внешнего и внутреннего контроля таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение требований.
      Примечание. Для ВС, летающих по Правилам визуальных полетов, и для резервного авиагоризонта, контроль может ограничиваться только средствами встроенного контроля.

      1143. С индикаторов основных авиагоризонтов и резервного авиагоризонта для ВС, летающих по Правилам полетов по приборам, рекомендуется обеспечить съем сигналов для записи на бортовом устройстве регистрации параметров в соответствии с требованиями главы 168.
      Примечание. Допускается использование общих датчиков для целей регистрации и контроля параметров при условии исключения влияния устройств регистрации на датчики, в том числе при отказах этих устройств.

      1144. Сигнализация достижения допустимых в эксплуатации углов крена должна быть предупреждающей и должна позволять пилотам, используя информацию о пространственном положении ВС, не допускать выхода ВС за предельные ограничения по крену.

171. Средства определения воздушных параметров

      1145. Для обеспечения нормальной работы средств определения воздушных параметров на ВС должно устанавливаться не менее трех независимых друг от друга систем восприятия как полного, так и статического давлений, состоящих из приемников трубопроводов и отстойников.

      1146. В случае установки приемников давления на обшивке фюзеляжа в каждой из систем восприятия статического давления их должно быть по два, расположенных на противоположных бортах и соединенных между собой трубопроводами так, чтобы образовывалась закольцованная система.

      1147. Одна из систем восприятия как полного, так и статического давлений должна быть предназначена только для присоединения изделий, используемых первым пилотом.

      1148. Первому пилоту с его рабочего места должна быть обеспечена возможность переключения его приборов, указывающих барометрическую высоту, приборную скорость и вертикальную скорость на одну из других систем восприятия статического и полного давлений, кроме системы второго пилота.

      1149. Приемники систем восприятия давлений (выносные и на борту фюзеляжа) должны размещаться в местах, где ошибки замеряемых давлений приводят к погрешностям (за исключением инструментальных ошибок приборов и индикаторов) в измерении:
      скорости не более 10 км/час или 3% от текущей приборной скорости (в зависимости оттого, что больше) в диапазоне от минимально разрешенной скорости до максимально допустимой скорости для соответствующей конфигурации ВС. При этом минимально разрешенными скоростями должны быть:
      1) для взлетной конфигурации - V 2 ;
      2) для полетной конфигурации - 1,3 V с1 ;
      3) для посадочной конфигурации - рекомендованная скорость ухода на второй круг;
      высоты для соответствующей конфигурации не более + ±10 метров на каждые 200 км/час увеличения скорости в диапазоне скоростей от 1,3 скорости сваливания (шасси и закрылки выпущены) до 1,8 скорости сваливания (шасси и закрылки убраны). Если указанный диапазон скоростей менее 200 км/ч, то в его пределах погрешность не должна превышать + ±10 метров. Характер изменения погрешностей приемников воздушных давлений в переходных режимах полета не должен затруднять ручное и автоматическое управление.
      Примечание 1. Требования настоящего пункта относятся к основным системам статического и полного давлений, предназначенным для подключения основных приборов воздушных параметров первого и второго пилотов.
      Примечание 2. В случае использования измерителей с инструментальной компенсацией аэродинамических погрешностей, указанные требования относятся к остаточным погрешностям после инструментального учета поправок.

      1150. Приемники должны устанавливаться друг от друга на расстоянии, исключающем их одновременное механическое повреждение в полете (например, от столкновения с птицей).

      1151 Пункт зарезервирован.

      1152. Конструкция приемников и их размещение на ВС должны обеспечивать нормальную работу систем восприятия давлений в условиях возможного обледенения.

      1153. Экипажу должна быть обеспечена сигнализация об отказе электрических средств обогрева приемников. Невключение обогрева должно сигнализироваться как отказ.

      1154. Система восприятия воздушных давлений с подключенными потребителями, кроме мест выхода в атмосферу, должна удовлетворять требованиям по герметичности, указанным в таблице 20 и 21.

                                                     Таблица 20.

      Нормы негерметичности системы статического давления


Начальное значение разрежения,
соответствующее скорости, км/час


200

700

Спадание стрелки за 1 минуту,
соответствующее скорости,
км/час не более

2

5

                                                     Таблица 21.

      Нормы негерметичности систем полного давления


Начальное значение разрежения,
соответствующее скорости, км/час


200

700

Спадание стрелки за 1 минуту,
соответствующее скорости,
км/час не более

1

2

      1155. Трубопроводы должны быть снабжены устройствами, защищающими от скопления влаги (отстойниками), устанавливаемыми в местах, доступных для осмотра и слива конденсата. Внутренний диаметр трубопроводов систем статического и полного давлений должны быть не менее 6 и 4 миллиметров соответственно. Коэффициент запаздывания на уровне земли каждой статической системы при подключении всех потребителей должен быть не более 0,4 секунды при питании датчиков систем автоматического управления (САУ) и не более 1,0 секунды - при питании пилотажно-навигационных приборов.

      1156. Системы восприятия воздушных давлений должны быть протарированы. Результаты тарировки должны быть приведены в Руководстве по летной эксплуатации и учтены при назначении эксплуатационных и предельных значений скоростных параметров ВС.
      Примечание. Для высотомеров, подключенных к системам статического давления, имеющим погрешность восприятия более 25 метров и некомпенсированную инструментально, должны быть установлены таблицы (графики) поправок в поле зрения каждого пилота.

      1157. В случае применения на ВС в качестве основных приборов электромеханических или электронных индикаторов высоты и приборной скорости должны сохраняться на приборных досках обоих пилотов механические указатели приборной скорости, а на приборной доске первого пилота - механический барометрический высотомер. Основные приборы измерения и индикации барометрической высоты и приборной скорости у первого пилота должны иметь независимые источники указанной информации и электропитания от приборов второго пилота.

      1158. Трубопроводы полного и статического давлений и все изделия, подключаемые к ним, как основные, так и дополнительные, должны иметь маркировку штуцеров подвода давлений: полного - "Д" и статического - "С".

      159. В случае установки футомера его контроль должен осуществляться в соответствии с аналогичными требованиями к высотомерам и в рамках той же системы контроля.

172. Средства определения координат ВС

      1160. Системы, предназначенные для определения координат места ВС, должны обеспечивать точность и надежность, достаточную для выполнения полета в пределах допустимых отклонений от оси трассы (коридора) на различных этапах полета, задаваемых действующими требованиями.

      1161. Определение текущих координат места ВС должно производиться по данным как путевой, так и воздушной скорости и курса и/или по другим данным, обеспечивающим потребную точность и надежность.

      1162. На протяжении всего полета должна осуществляться индикация координат текущего места ВС и выдача необходимой (согласованной) информации в систему автоматического управления и/или в систему командно-пилотажных и навигационно-плановых индикаторов.

      1163. Должна обеспечиваться возможность коррекции счисленных координат по данным радиотехнических систем навигации.

173. Средства автоматического управления

      1164. Требования, изложенные в пункте 1123, распространяются как на отдельно взятые средства автоматического управления (автопилот, система траекторного управления и автомат тяги двигателей), так и на их совокупность.
      Примечание. Во всех случаях, когда в тексте пункте 1123 применена аббревиатура "САУ", это значит, что данное требование относится не только к совокупности средств, объединенных в систему САУ, но также в равной мере к любому отдельно взятому средству, указанному в пункте 1123.

      1165. Функции, выполняемые средствами автоматического управления, определяются для каждого типа ВС в зависимости от назначения и особенностей его использования. При этом на ВС обязательно выполнение следующих функций:
      стабилизация и управление углами крена и тангажа;
      стабилизация курса;
      стабилизация барометрической высоты полета.

      1166. Операции управления средствами автоматического управления должны быть простыми, а их осуществление должно быть доступным как первому, так и второму пилотам, а также другим членам экипажа, выполняющим необходимые действия в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.

      1167. Включение средств автоматического управления, переключение режимов и отключение должно сопровождаться соответствующей сигнализацией, формируемой по информации о срабатывании исполнительных устройств, включающих заданный режим. Эта сигнализация должна быть легко различимой с рабочих мест обоих пилотов.
      В случае, если возможно непроизвольное переключение режимов средств автоматического управления или ее отключение (например, случайным перемещением штурвала), а также при изменениях режимов средств автоматического управления, осуществляемых автоматически, сигнализация должна быть достаточно эффективной для предотвращения несвоевременного обнаружения пилотами включения режима или отключения средств автоматического управления.

      1168. Направление перемещения органов управления средств автоматического управления должно соответствовать требованиям. Направление перемещений должно быть четко обозначено на органах управления или рядом с ними.

      1169. Включение и выключение средств автоматического управления, а также переключение режимов ее работы не должны приводить к приращению нормальной перегрузки, превышающему по абсолютной величине 0,15 (без учета приращения нормальной перегрузки от управляющих воздействий).

      1170. Сигналы исправности взаимодействующего со средствами автоматического управления оборудования должны использоваться для предотвращения работы средств автоматического управления с неисправным оборудованием.
      С этой целью:
      1) при снятии сигналов исправности должно быть обеспечено выполнение любого из следующих условий:
      автоматическое переключение средств автоматического управления на работу с исправным оборудованием с сохранением текущего режима работы средств автоматического управления;
      автоматическое переключение средств автоматического управления на другой исправный режим средств автоматического управления;
      автоматическое отключение средств автоматического управления;
      2) при отсутствии сигналов исправности должна быть обеспечена блокировка включения неисправного режима работы средств автоматического управления.
      Примечание. Допускается формирование сигналов исправности взаимодействующего оборудования производить устройством контроля, входящим в состав средств автоматического управления.

      1171. Должна быть обеспечена взаимная защита от нарушения работоспособности средств автоматического управления и сопрягаемого с ней оборудования при возможном возникновении отказов в средствах автоматического управления или в сопрягаемом оборудовании.

      1172. Должны быть приняты меры, исключающие неправильное соединение блоков (элементов) средств автоматического управления, а также неправильное подсоединение к средствам автоматического управления взаимодействующих систем, устройств или датчиков при выполнении технического обслуживания средств автоматического управления.
      Средства автоматического управления должны быть сконструированы и отрегулированы таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при возникновении любых отказов в средствах автоматического управления (исключая практически невероятные) и действиях экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации выполнялись требования.
      При возникновении отказов средств автоматического управления максимальные кратковременные усилия пересиливания не должны превышать величин указанных в пункте 121.

      1173. Конструкция средств автоматического управления должна обеспечивать ее быстрое и надежное отключение. После отключения средств автоматического управления не должна оказывать влияния на систему управления ВС и двигателями.
      Примечание. Любая часть средства автоматического управления, которая остается соединенной с системой управления при отключенном средстве автоматического управления, должна рассматриваться как часть системы управления и удовлетворять соответствующим требованиям.

      1174. Органы быстрого отключения автопилота должны размещаться на штурвалах первого и второго пилотов на стороне, противоположной рычагам управления двигателями. Органы быстрого отключения автомата тяги двигателей должны размещаться на рычагах управления двигателями и обеспечивать возможность отключения автомата тяги двигателей рукой, положенной на рычаги управления для их перемещения вручную.

      1175. При автоматическом управлении полетом ВС с исправными средствами автоматического управления пилотам должна быть обеспечена возможность взятия управления на себя (вмешательства в управление ВС) путем воздействия на основные рычаги управления без каких-либо дополнительных действий по отключению средств автоматического управления. При этом прикладываемые к рычагам управления усилия не должны превышать:
      50 кгс - в продольном управлении;
      30 кгс - в поперечном управлении;
      90 кгс - в путевом управлении.
      Суммарное усилие, прикладываемое к рычагам управления двигателями, должно получить положительную оценку экипажа. В Руководстве по летной эксплуатации ВС должны содержаться указания экипажу для случая указанного вмешательства.

      1176. В средствах автоматического управления должно обеспечиваться раздельное поканальное выключение, позволяющее осуществлять одновременное автоматическое управление ВС в продольном (боковом) канале и ручное управление в боковом (продольном) канале.

      1177. Характеристики средств автоматического управления должны быть согласованы с прочностными характеристиками конструкции ВС, на котором она устанавливается таким образом, чтобы на всех режимах полета, на которых допускается использование средств автоматического управления, как при исправной работе, так и при ее отказах (включая отказы сопрягаемого оборудования), она не вызывала бы опасных напряжений в какой-либо части конструкции ВС от усилий, развиваемых сервоприводами, и от эволюции ВС, вызванных воздействием средств автоматического управления.

      1178. На ВС, балансировка которого в течение полета с включенными средствами автоматического управления может измениться в пределах, вызывающих затруднение для пилота при взятии управления на себя, должно быть осуществлено автоматическое триммирование усилий на рычагах управления с индикацией пилотам и/или обеспечена только индикация усилий, дающая пилоту возможность сбалансировать ВС по усилиям так, чтобы в обоих случаях при отключении автопилота приращение нормальной перегрузки не превышало по абсолютной величине 0,15.

      1179. Должно быть обеспечено раздельное ручное отключение автомата тяги двигателей от органов управления каждым двигателем.

      1180. Перемещение рычагов управления двигателями при работе автомата тяги двигателей и их динамика должны соответствовать рекомендациям изготовителя двигателей.

174. Прибор или датчик для измерения нормальной перегрузки

      1181. Прибор или датчик для измерения нормальной перегрузки должен устанавливаться на ВС таким образом, чтобы обеспечивались измерение и индикация нормальной перегрузки с требуемой для данного воздушного судна точностью.

175. Радиотехническое оборудование навигации, посадки
и управления воздушным движением

      1182. Общие положения Требования настоящей главы распространяются на следующее бортовое радиотехническое оборудование:
      радиовысотомеры малых высот;
      системы посадки;
      радиокомпасы;
      радиолокационные ответчики управления воздушным движением;
      системы ближней навигации;
      угломерные системы;
      радиодальномеры;
      доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса;
      метеонавигационные радиолокаторы;
      системы дальней навигации;
      антенно-фидерные устройства радиотехнического оборудования, навигации, посадки и управления воздушным движением.

      1183. Общие требования Радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением должно соответствовать требованиям.
      Примечание. Требования не распространяются на элементы антенно-фидерные устройства-радиотехнического оборудования навигации, посадки и управления воздушным движением, являющиеся частью конструкции планера и сертифицируемые совместно с ВС.

      1184. Должна быть обеспечена работа от аварийных источников электропитания, как минимум одного из комплектов (если их несколько) следующих видов радиотехнического оборудования:
      аппаратуры курсоглиссадной системы посадки (СП, ILS) или только маркерного приемника, если аппаратура курсоглиссадной системы посадки не является обязательной для данного типа воздушного судна;
      радиокомпаса.

176. Состав радиотехнического оборудования навигации,
посадки и управления воздушным движением

      1185. Для обеспечения самолетовождения с требуемой точностью на ВС должно быть установлено радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением, включающее:
      радиовысотомер малых высот;
      радиотехническое оборудование посадки;
      радиокомпас;
      радиолокационный ответчик управления воздушным движением;
      метеонавигационный радиолокатор.
      Примечание 1. Метеонавигационный радиолокатор может не устанавливаться на ВС, если они предназначены для полетов по Правилам визуальных полетов или для полетов по приборам на трассах и маршрутах, на которых отсутствуют прогнозируемые гидрометеообразования.
      Примечание 2. Допускается, чтобы радиотехническое оборудование посадки состояло только из маркерного приемника, если ожидаемыми условиями эксплуатации не предусматривается заход на посадку по курсоглиссадным маякам.

      1186. Если указанного оборудования по составу и характеристикам недостаточно для выполнения требований в части обеспечения необходимой точности навигации и посадки и/или допустимой загрузки экипажа, то должно быть установлено дополнительно оборудование, обеспечивающее выполнение требований. Этим оборудованием могут быть:
      радиотехническое оборудование ближней навигации;
      доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса;
      радиотехническое оборудование дальней навигации;
      радиотехническое оборудование угломерной системы (VOR);
      радиодальномер (DME);
      или другое радиотехническое оборудование навигации и посадки.

      1187. Для обеспечения самолетовождения по воздушным трассам, не оборудованным радиотехническими системами ближней навигации и приводными радиостанциями, на ВС должно быть установлено радиотехническое оборудование дальней навигации.

      1188. Для полетов по трассам, оборудованным радиомаяками VOR, DME, наземными вторичными радиолокаторами с режимом "RBS" и при отсутствии на этих трассах радиотехнических средств ближней навигации (РСБН) и вторичных радиолокаторов с режимом "УВД" на ВС должны быть установлены:
      радиотехническое оборудование дальномерной системы (DME);
      радиотехническое оборудование угломерной системы (VOR);
      радиолокационный ответчик УВД с режимом "RBS".

177. Требования к радиотехническому оборудованию навигации,
посадки и управления воздушным движением

      1189. Радиовысотомер малых высот должен обеспечивать:
      измерение истинной высоты полета с необходимой точностью;
      выдачу информации об истинной высоте и отказах визуально, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование;
      выдачу экипажу сигналов предупреждения о снижении ВС до заранее установленной истинной высоты.
      Радиовысотомер должен обеспечивать выполнение указанных выше функций при всех эксплуатационных значениях крена и тангажа, а также при всех возможных конфигурациях ВС.

      1190. Радиотехническое оборудование посадки.
      Радиотехническое оборудование посадки должно обеспечивать при работе с наземными курсоглиссадными системами посадки (СП и ILS):
      определение положения ВС относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем с точностями и до высот, соответствующими посадочному минимуму, установленному для данного ВС;
      выдачу информации о положении ВС относительно линий курса и глиссады радиомаячных систем для визуальной индикации экипажу и электрических сигналов в другое бортовое оборудование, если эти сигналы используются;
      выдачу информации о пролете маркерных радиомаяков (МРМ) в виде визуальной и звуковой сигнализации, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.
      Примечание. На ВС, ожидаемыми условиями эксплуатации, которых не предусматривается заход на посадку по курсоглиссадным маякам (СП и ILS), определение и выдача информации о положении ВС относительно линий курса и глиссады не являются обязательными.
      Работоспособность курсового канала радиотехнического оборудования посадки должна обеспечиваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации на удалении от маяка не менее 45 км при относительной высоте полета над аэродромом 600 метров.
      Работоспособность глиссадного канала радиотехнического оборудования посадки должна обеспечиваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации на удалении от маяка не менее 18 км при относительной высоте полета над аэродромом 300 метров.
      Качество сигналов отклонения от линии курса и глиссады должно быть таким, чтобы обеспечивалось приемлемое качество пилотирования во всех режимах захода на посадку, принятых для данного ВС.
      Сигнализация световая и/или звуковая при пролете маркерных маяков при заходе на посадку по линиям курса и глиссады должна обеспечиваться в зоне: над дальним маркерным радиомаяком - 600 + 200 метров, над ближним (средним) маркерным радиомаяком - 300 + 100 метров, при угле наклона глиссады от 2,5 о до 3 о .

      1191. Автоматический радиокомпас должен обеспечивать совместно с другим оборудованием:
      получение непрерывного отсчета курсового угла радиостанции;
      осуществление полета на радиостанцию и от нее;
      определение пеленга на радиостанцию и от нее;
      выдачу сигналов опознавания наземных радиостанций.
      На удалениях от радиостанции, где напряженность поля сигнала составляет 70 мкВ/м, погрешность по курсовому углу радиостанции должна быть не более + 3 о на курсовом угле радиостанции (0 о и 180 о ), + 5 о - на остальных курсовых углах радиостанции.
      При пролете над приводной радиостанцией зона неустойчивой работы автоматического радиокомпаса не должна превышать высоты полета.
      Примечание. На воздушных судах, где автоматический радиокомпас является резервным средством навигации, допускается увеличение зоны неустойчивой работы автоматического радиокомпаса до 1,5 высоты полета.

      1192. Радиолокационные ответчики управления воздушным движением при работе с вторичными наземными радиолокаторами на трассах и в зонах аэродромов должен обеспечивать излучение по запросу наземных радиолокаторов кодированного сигнала, содержащего координатный код и информационный код, включающий, как минимум, следующую информацию: номер ВС, высоту полета, сигнал бедствия. Потребные режимы работы ответчика ("УВД" и "RBS") определяются в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации ВС.
      Дальность действия радиолокационного ответчика управления воздушным движением должна быть не менее:

      См. бумажный вариант

      при работе с вторичными радиолокаторами, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

      1193. Радиотехническое оборудование ближней навигации (угломернодальномерное) дециметрового диапазона должно обеспечивать в зоне действия радиомаяков:
      определение азимута и дальности ВСа относительно маяка с точностью, необходимой для ВСовождения по установленным воздушным коридорам;
      выдачу информации об азимуте, дальности и отказах визуально экипажу, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.
      Дальность действия радиотехнического оборудования ближней навигации должна быть не менее:

      См. бумажный вариант

      на высотах до 9800 метров при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

      1194. Радиотехническое оборудование угломерной системы (VOR).
      Радиотехническое оборудование угломерной системы должно обеспечивать в зоне действия радионавигационных маяков:
      определение углового положения ВС относительно маяков угломерной системы с точностью, необходимой для пилотирования ВС по установленным воздушным коридорам совместно с другим оборудованием, в направлениях на маяк и от маяка;
      выдачу информации об угловом положении ВС и отказах экипажу, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.
      Дальность действия радиотехнического оборудования угломерной системы должна быть не менее:

      См. бумажный вариант

      В секторе + 30 о от продольной оси ВС и 0,8Д для остальных боковых пеленгов при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

      1195. Радиотехническое оборудование дальномерной системы (DME) должно обеспечивать:
      определение дальности ВС относительно маяков системы с точностью, необходимой для пилотирования ВС по установленным воздушным коридорам совместно с другим оборудованием;
      выдачу информации о дальности и отказах визуально на собственный индикатор и/или на пилотажно-навигационные приборы, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.
      Дальность действия радиотехнического оборудования дальномерной системы должна быть не менее:

      См. бумажный вариант

      на высотах до 9800 м при работе с наземными маяками, регламентируемая зона действия которых обеспечивает эту дальность.

      1196. Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса при полете на высотах не менее 10 метров над любой поверхностью (в том числе над водной поверхностью при волнении > 2 баллам) и при эволюциях ВС с эксплуатационными значениями углов крена и тангажа должны обеспечивать:
      определение путевой скорости и угла сноса ВС с требуемыми точностями и диапазонами их значений;
      выдачу информации о путевой скорости, угле сноса и отказах визуально, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.
      Примечание. Допускаются переходы доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса в режим "Память" при углах крена более 30 о .

      1197. Метеонавигационный радиолокатор должен обеспечивать:
      обнаружение опасных для полета гидрометеорологических образований на расстоянии, обеспечивающем их обход на безопасном удалении;
      определение углового положения и расстояния до наблюдаемых наземных ориентиров или гидрометеорологических образований.
      Индикаторы радиолокатора должны быть сконструированы и установлены таким образом и в таком месте, чтобы обеспечивалась возможность использования информации радиолокатора первым и вторым пилотом в любых возможных условиях освещенности в кабине экипажа.

      1198. Радиотехническое оборудование дальней навигации должно обеспечивать в зоне действия наземных радиомаяков:
      определение местоположения ВС с точностью, необходимой для самолетовождения по установленным воздушным коридорам совместно с другим оборудованием;
      выдачу информации о местоположении ВС и отказах визуально, а также возможность выдачи этой информации в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудование.

178. Антенно-фидерные устройства

      1199. Требования распространяются на все установленные, на воздушное судно антенно-фидерные устройства радиотехнического оборудования навигации, посадки и управления воздушным движением, а также на обтекатели антенн (в части их свойств, влияющих на характеристики антенно-фидерных устройств).

      1200. Общие требования к антенно-фидерным устройствам.
      Конструкция антенно-фидерных устройств должна обеспечивать механическую прочность, соответствующую ожидаемым условиям эксплуатации ВС и месту их размещения.
      При размещении антенн на ВС должны быть предусмотрены меры против повреждения выступающих антенн в процессе наземного обслуживания ВС.
      Диэлектрические элементы антенно-фидерных устройств и обтекатели антенн, входящие в конструкцию ВС, должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на ВС таким образом, чтобы во всех ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось требуемое качество функционирования, связанного с антенно-фидерным устройством оборудования, и параметры антенно-фидерных устройств соответствовали требованиям.
      Переходное сопротивление между фланцами крепления антенн и корпусом ВС должно быть не более 600 мкОм. При наличии дополнительных установочных элементов суммарная величина переходного сопротивления между фланцем антенны и корпусом ВС должна быть не более 2000 мкОм.
      Сопротивление изоляции антенно-фидерного устройства при температуре не выше +35 о С и относительной влажности не более 80% должно быть не менее 20 МОм, а во всех остальных ожидаемых условиях эксплуатации не менее 1 МОм (при рабочем напряжении антенно-фидерного устройства не выше 0,4 кВ).
      Конструкция и размещение на ВС соединений антенны с фидерным трактом и аппаратурой должны обеспечивать возможность расстыковки и подключения измерительной аппаратуры.
      Конструкция и размещение антенн, включая обтекатели, должны обеспечивать нормальное функционирование подключенной к ним аппаратуры при работе в условиях обледенения.
      При конструировании и размещении антенн должны быть приняты необходимые меры по их защите от статического электричества.
      При конструировании и размещении антенн должны быть предусмотрены необходимые меры по их защите от ударов молнии.
      Антенно-фидерные устройства должны быть сконструированы и размещены на ВС таким образом, чтобы обеспечивались необходимые развязки между передающими и приемными антенно-фидерными устройствами, при этом рекомендуется, чтобы:
      развязка между антенно-фидерным устройством радиотехнического оборудования посадки, а также угломерной системы (VOR) и антенно-фидерным устройством радиостанции миллиметрового диапазона на рабочих частотах была не менее 35 дБ;
      для антенн радиовысотомера малых высот расстояние между центрами приемной и передающей антенн (Д) было не менее 1 метра при соблюдении условия H а > 1,37Д, где Н а - высота установки антенны над землей в момент касания шасси взлетно-посадочной полосы при посадке ВС.

      1201. Требования к антенно-фидерным устройствам радиовысотомеров малых высот.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерных устройств должен составлять 4200-4400 МГц.
      Для обеспечения работы оборудования в соответствии с требованиями главы 177 антенно-фидерные устройства радиовысотомеров малых высот должны быть размещены таким образом, чтобы:
      отклонение плоскостей раскрывов антенн от горизонтальной плоскости ВС не превышало 5 о ;
      в телесном угле раскрывов антенн с плоским углом при вершине не менее 90 о отсутствовали выступающие элементы конструкции;
      плоскости поляризации передающей и приемной антенн совпадали; при наличии двух радиовысотомеров поляризация одноименных антенн должна быть взаимно ортогональна.

      1202. Требования к курсовым антенно-фидерным устройствам радиотехнического оборудования посадки.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 108-112 МГц.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть не более 5.
      Коэффициент усиления антенно-фидерного устройства в горизонтальной плоскости в направлении полета по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора должен быть не ниже минус 10 дБ.
      Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости в переднем секторе + 90 о относительно продольной оси ВС должна быть не более 12 дБ.
      Поляризация поля должна быть преимущественно горизонтальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны по отношению к горизонтальной составляющей в направлении вперед вдоль продольной оси ВС должно быть не менее 10 дБ.
      Развязка между выходами антенно-фидерного устройства (при наличии двух выходов) должна быть не менее 6 дБ.
      Примечание. При использовании курсовой антенны на ВС в качестве антенны угломерной системы (VOR) она должна также удовлетворять требованиям пункта 1211.

      1203. Требования к глиссадным антенно-фидерным устройствам радиотехнического оборудования посадки.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерных устройств должен составлять 328,6-335,4 МГц.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть не более 5. Коэффициент усиления антенно-фидерного устройства в горизонтальной плоскости в направлении полета по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора должен быть не ниже:
      минус 10 дБ - при наличии одного выхода;
      минус 12 дБ - для каждого выхода при наличии двух выходов.
      Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости в переднем секторе + 45 о относительно продольной оси ВС должна быть не более 6 дБ.
      Поляризация должна быть преимущественно горизонтальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны по отношению к горизонтальной составляющей в направлении вперед вдоль продольной оси ВС должно быть не менее 10 дБ.
      Развязка между выходами антенно-фидерного устройства (при наличии двух выходов) должна быть не менее 6 дБ.
      Антенна должна быть размещена на ВС таким образом, чтобы обеспечивалось безопасное расстояние от самой нижней точки ВС до препятствий или поверхности земли при снижении по глиссаде в процессе захода на посадку во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

      1204. Требования к маркерным антенно-фидерным устройствам радиотехнического оборудования посадки.
      Рабочая частота маркерных антенно-фидерных устройств должна составлять 75 + 0,1 МГц. Поляризация поля - горизонтальная.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть не более 5.
      Маркерная антенна должна быть размещена на ВС таким образом, чтобы обеспечивался обзор нижней полусферы.

      1205. Требования к антенно-фидерным устройствам радиокомпасов.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 0,15-1,75 МГц.
      Действующая высота ненаправленной антенны должна быть не менее 0,1 метра.
      Емкость ненаправленной антенны должна быть не менее 25 пФ.
      Ненаправленная антенна должна быть размещена на ВС таким образом, чтобы обеспечивалась индикация момента пролета приводной радиостанции с требуемой точностью.
      Направленная антенна должна быть размещена таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение требований.

      1206. Требования к антенно-фидерным устройствам радиолокационных ответчиков для режима "УВД".
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять
      в приемном режиме:
      837,5 + 4 МГц, поляризация поля горизонтальная;
      1030 + 3 МГц, поляризация поля вертикальная;
      в передающем режиме:
      740 + 3 МГц, поляризация поля горизонтальная.

      1207. Коэффициент стоячей волны по напряжению антенно-фидерного устройства должен быть:
      в диапазоне 837,5 + 4 МГц не более 5;
      в диапазоне 1030 + 3 МГц не более 2;
      в диапазоне 740 + 3 МГц не более 2,5.
      Зона видимости антенно-фидерного устройства, определенная на удалении 75% дальности действия ответчика, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при эксплуатационных углах крена и тангажа.
      Примечание. Допускаются отдельные случайные пропадания отметки ВС на время одного - двух оборотов антенны наземного радиолокатора, при скорости вращения не менее 6 об/мин.

      1208. Требования к антенно-фидерным устройствам радиолокационных ответчиков для режима "RBS".
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять:
      в приемном режиме - 1030 + 3 МГц;
      в передающем режиме - 1090 + 3 МГц.
      Поляризация поля - вертикальная.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению антенно-фидерного устройства должен быть не более 2.

      1209. Зона видимости антенно-фидерного устройства, определенная на удалении 75% дальности действия ответчика, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при эксплуатационных углах крена и тангажа.
      Примечание. Допускаются отдельные случайные пропадания отметки ВС на время одного - двух оборотов антенны наземного радиолокатора при скорости вращения не менее 6 об/мин.
      Затухание в фидере между антенной и радиолокационным ответчиком должно быть не более 5 дБ.

      1210. Требования к антенно-фидерным устройствам радиотехнического оборудования ближней навигации.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять:
      в приемном режиме - 873,6 - 1000,5 МГц;
      в передающем режиме - 726 - 813 МГц.
      Поляризация поля - горизонтальная.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть:
      в приемном диапазоне не более 5;
      в передающем диапазоне не более 2,5.
      Зона видимости антенно-фидерного устройства, определенная на расстоянии 75% дальности прямой видимости от радиомаяка, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при полете с нулевыми кренами. Неравномерность распределения горизонтальной составляющей поля в горизонтальной плоскости должна быть не более 12 дБ.
      Примечание 1. При установке на ВС двухантенного антенно-фидерного устройства допускаются отдельные интерференционные провалы в боковых направлениях 90 о ± + 40 о и 270 о + 40 о , не влияющие на работу оборудования.
      Примечание 2. Если на ВС установлено антенно-фидерное устройство, состоящее из нескольких антенн, поочередно подключаемых к аппаратуре с помощью специального коммутирующего устройства, то процесс переключения не должен нарушать нормальной работы оборудования.

      1211. Требования к антенно-фидерным устройствам радиотехнического оборудования угломерной системы (VOR).
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 108-117,975 МГц.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства не должен превышать 5.
      Диаграмма направленности антенно-фидерного устройства в горизонтальной плоскости должна быть всенаправленной. Неравномерность диаграммы направленности должна быть не более 16 дБ.
      Коэффициент усиления антенно-фидерного устройства в горизонтальной плоскости в направлении продольной оси ВС по сравнению с максимумом излучения полуволнового вибратора должен быть не ниже минус 10 дБ.
      Поляризация поля должна быть преимущественно горизонтальной. Ослабление вертикальной составляющей поля антенны в направлении продольной оси ВС по отношению к горизонтальной составляющей должно быть не менее 10 дБ.
      Примечание. При использовании навигационной антенны угломерной системы (VOR) в качестве курсовой антенны радиотехнического оборудования посадки она должна также удовлетворять требованиям.

      1212. Требования к антенно-фидерным устройствам радиодальномеров (DME).
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 962-1215 МГц. Поляризация поля - вертикальная.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть не более 2.
      Зона видимости антенно-фидерного устройства, определенная на расстоянии 75% дальности прямой видимости от радиомаяка, не должна иметь провалов в горизонтальной плоскости при полете с нулевыми кренами.
      Затухание в фидере между антенной и радиодальномером должно быть не более 5.

      1213. Требования к антенно-фидерным устройствам доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 13325 + 75 МГц.
      Для обеспечения работы доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса в соответствии с требованиями главы 177 антенно-фидерное устройство должно размещаться в нижней части фюзеляжа таким образом, чтобы:
      в рабочей зоне лучей приемной и передающей антенн при любых конфигурациях ВС не находились выступающие элементы конструкции ВС;
      в непосредственной близости от антенно-фидерного устройства не находились агрегаты с незакрытыми движущимися деталями;
      при наличии диэлектрического обтекателя, входящего в конструкцию ВС, обеспечивалась необходимая развязка между приемной и передающими антеннами.

      1214. Требования к антенно-фидерным устройствам метеонавигационного радиолокатора.
      Диапазон рабочих частот антенно-фидерного устройства должен составлять 9345 + 30 МГц.
      Для обеспечения работы метеонавигационного радиолокатора в соответствии с требованиями антенна должна быть размещена таким образом, чтобы обеспечивался обзор в заданном секторе.

      1215. Требования к антенно-фидерным устройствам оборудования дальней навигации.
      Для обеспечения работы оборудования дальней навигации в соответствии с требованиями антенна должна иметь действующую высоту не менее 0,3 метра, емкость не менее 100 пФ и паразитную емкость не более 10 пФ.

179. Радиосвязное оборудование

      1216. Общие положения. Требования настоящей главы распространяются на следующие виды радиосвязного оборудования:
      радиостанции MB диапазона;
      радиостанции КБ диапазона;
      радиостанции СВ диапазона;
      антенно-фидерные устройства;
      авиагарнитуры членов экипажа;
      аппаратуру внутренней связи авиационную;
      аппаратуру речевой информации об особой ситуации;
      аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки MB диапазона;
      аварийно-спасательные радиостанции КB диапазона.

      1217. Общие требования Радиосвязное оборудование должно обеспечивать выполнение следующих задач:
      двухстороннюю связь в пределах прямой радиовидимости с диспетчерской службой каждого аэродрома, на котором предусматривается совершить взлет или посадку и в диспетчерской зоне которого находится ВС;
      двухстороннюю связь в любой момент полета, по крайней мере с одной наземной авиационной радиостанцией;
      прием в любой момент полета метеорологических сводок или специальных извещений, передаваемых метеослужбами или диспетчерскими службами аэродромов по трассе полета;
      оперативную связь в любой момент полета между всеми членами экипажа;
      оповещение пассажиров в полете;
      обеспечение речевой информации об особой ситуации при установке на ВС аппаратуры речевой информации;
      обеспечение связи после посадки ВС вне аэродрома или подачу сигнала для привода поисково-спасательных средств.

      1218. Радиосвязное оборудование должно соответствовать требованиям главы 181.
      Примечание. Антенно-фидерные устройства радиостанций KB и СВ диапазонов сертифицируются совместно с ВС.

      1219. Должна быть предусмотрена работа от аварийных источников электропитания (пункт 32) следующих видов радиосвязного оборудования:
      аппаратуры внутренней связи;
      аппаратуры речевой информации об особой ситуации;
      одной из двух радиостанций MB диапазона.

180. Состав радиосвязного оборудования

      1220. Состав радиосвязного оборудования определяется в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации ВС.
      На ВС, совершающих трассовые полеты, во время которых в течение всего полета обеспечивается связь радиостанциями MB диапазона (разрывы в полях MB связи, определенные для 80% эффективного радиогоризонта, не превышают 5 мин), устанавливаются:
      две радиостанции MB диапазона;
      аппаратура внутренней связи;
      авиагарнитуры членов экипажа;
      одна аварийно-спасательная радиостанция MB диапазона или радиомаяк.
      На ВС, совершающих полеты над труднодоступными и малонаселенными районами и большими водными пространствами, устанавливаются:
      две радиостанции MB диапазона;
      аппаратура внутренней связи;
      авиагарнитуры членов экипажа;
      две аварийно-спасательные радиостанции MB диапазона или два радиомаяка (или одна радиостанция и один радиомаяк MB, диапазона);
      одна аварийно-спасательная радиостанция KB диапазона.
      На ВС, совершающих трассовые полеты, во время которых связь в MB диапазоне обеспечивается неполностью, устанавливаются одна радиостанция KB диапазона, если разрывы в полях MB связи, определенные для 80%, эффективного радиогоризонта, превышают 5 минут, и две радиостанции KB при разрыве, превышающем 1 час, в дополнение к оборудованию.
      На ВС, предназначенных для полетов в полярных широтах, взамен одной из радиостанции KB диапазона устанавливается одна радиостанция СВ диапазона.

      1221. Дополнительно к радиосвязному оборудованию должна устанавливаться аппаратура речевой информации об особой ситуации, если это необходимо в соответствии с требованиями для данного типа ВС.

181. Требования к радиосвязному оборудованию

      1222. Радиостанции MB диапазона должны обеспечивать в пределах дальности действия оперативную связь непосредственно между экипажем и диспетчерскими службами УВД в телефонном режиме.
      Качество двухсторонней связи бортовых радиостанций с наземной радиостанцией на стоянке, при движении по аэродрому и при полете в зоне аэродрома должно быть не хуже четырех баллов по пятибалльной шкале.
      Дальность двухсторонней радиосвязи на курсовых углах 0 о + 30 о и 180 о + 30 о при горизонтальном положении ВС должна быть не менее 80% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже трех баллов по пятибалльной шкале.
      Примечание. Значение эффективного радиогоризонта вычисляется по формуле:

      См. бумажный вариант

      В таблице 22. приводятся рассчитанные по этой формуле значения дальности, составляющие соответственно 100, 80, 65, 60% от значения радиогоризонта для высот полета от 1000 до 20000 метров и высоты подъема антенны наземной радиостанции 16 метров.
      Дальность двухсторонней радиосвязи при любых курсовых углах при горизонтальном положении ВСа должна быть не менее 65% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже трех баллов по пятибалльной шкале.
      Дальность двухсторонней радиосвязи в нормальном режиме набора высоты и снижения, а также при максимальных кренах крейсерского полета должна быть не менее 60% эффективного радиогоризонта на высоте крейсерского полета при качестве связи не хуже трех баллов по пятибалльной шкале.
      Примечание. Для ВС с крейсерской высотой полета более чем 6000 метров допускается выполнение требований по дальности радиосвязи на любой высоте полета, но не менее чем 6000 метров.

      1223. Радиостанции KB диапазона должны обеспечивать связь экипажа ВС со службой (пунктами) управления воздушным движением в случаях, когда связь через радиостанции MB диапазона не может быть осуществлена.
      Дальность радиосвязи должна быть не менее 60% максимальной дальности полета ВС при качестве связи не хуже трех баллов по пятибалльной шкале.
      Примечание. Надежность связи обеспечивается комплексом организационно-технических мероприятий (прогнозирование частот связи, использование разнесенных наземных центров связи и т.д.).

                                                   Таблица 22.

Высота полета (м)

Значения дальности (км)

100% Д

80% Д

65%Д

60%Д

1000

147

117

96

88

2000

201

161

131

121

3000

242

194

157

145

4000

277

222

180

166

5000

308

246

200

185

6000

336

269

219

202

7000

361

289

235

217

8000

385

308

250

231

9000

407

326

265

244

10000

428

343

278

257

11000

449

359

292

269

12000

468

374

304

281

13000

486

386

316

292

14000

504

403

327

302

15000

521

417

339

313

16000

538

430

350

323

17000

554

443

360

332

18000

569

455

370

341

19000

584

468

380

350

20000

599

479

389

359

      1224. Радиостанции СВ диапазона должны обеспечивать в полярных широтах связь экипажей со службой управления воздушным движением в случаях, когда связь через радиостанции MB и KB диапазонов не может быть осуществлена.

      1225. Аппаратура внутренней связи авиационная совместно с авиагарнитурами, микротелефонными трубками и громкоговорителями должна обеспечивать внутреннюю телефонную связь между всеми членами экипажа в том числе и с бортпроводниками (если в составе экипажа имеются бортпроводники), выход на внешнюю двухстороннюю связь через бортовые радиостанции, прием сигналов специального назначения, подключение аппаратуры записи переговоров, оповещение пассажиров в салоне на любых режимах полета с рабочих мест пилотов и бортпроводников, в том числе при рулежке и на стоянке ВС.
      Качество внутренней связи между всеми членами экипажа на земле и на всех этапах полета должно быть не хуже четырех баллов по пятибалльной шкале.
      Качество оповещения пассажиров на всех этапах полета, в том числе на стоянке и при рулежке ВС, должно быть не хуже четырех баллов по пятибалльной шкале.

      1226. Авиагарнитуры членов экипажа должны обеспечивать совместно с аппаратурой внутренней связи и радиостанциями внутреннюю и внешнюю связь в условиях окружающего акустического шума.

      1227. Аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки MB диапазона должны обеспечивать передачу сигналов для привода поисково-спасательных средств к месту аварии. Аварийно-спасательные радиостанции MB диапазона должны также обеспечивать радиосвязь членов экипажей потерпевшего аварию ВС и поисково-спасательных средств.
      Аварийно-спасательные радиостанции KB диапазона должны обеспечивать передачу сигналов бедствия и связь членов экипажа потерпевшего аварию ВС с наземными пунктами и поисково-спасательными средствами.
      Аварийно-спасательные радиостанции и радиомаяки должны быть легкосъемными и размещены в местах, удобных для быстрого снятия при аварийной эвакуации.

      1228. Аппаратура речевой информации об особой ситуации должна обеспечивать автоматическое речевое оповещение экипажа путем передачи стандартного сообщения, из числа предварительно записанного на носителе информации.
      Разборчивость речевой информации должна быть не хуже четырех баллов по пятибалльной шкале на всех этапах полета (на фоне других сообщений внутренней или внешней связи допускается ухудшение разборчивости при условии выполнения требований).

182. Антенно-фидерные устройства радиосвязного оборудования

      1229. Настоящие требования распространяются на все установленные, на ВС антенно-фидерные устройства радиосвязного оборудования, а также на обтекатели антенн (в части их свойств, влияющих на характеристики антеннофидерных устройств).

      1230. Общие требования к антенно-фидерным устройствам радиосвязного оборудования. Конструкция антенно-фидерных устройств радиосвязного оборудования должна обеспечивать механическую прочность, соответствующую ожидаемым условиям эксплуатации ВС и места их размещения.
      При размещении антенн на ВС должны быть предусмотрены меры против повреждения выступающих антенн в процессе наземного обслуживания ВСа.
      Диэлектрические элементы антенно-фидерных устройств и обтекатели антенн, входящие в конструкцию ВС, должны быть сконструированы, изготовлены и установлены на ВС таким образом, чтобы во всех ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось требуемое качество функционирования связанного с антенно-фидерным устройством оборудования и параметры антенно-фидерного устройства соответствовали требованиям.
      Переходное сопротивление между фланцами крепления антенн и корпусом ВС должно быть не более 600 мкОм. При наличии дополнительных установочных элементов суммарная величина переходного сопротивления между фланцами антенны и корпусом ВС должна быть не более 2000 мкОм.
      Сопротивление изоляции антенно-фидерного устройства при температуре не выше +35 о С и относительной влажности не более 80% должно быть не менее 20 МОм, а во всех остальных ожидаемых условиях эксплуатации не менее 1 МОм при рабочем напряжении не более 0,4 кВ и не менее 2 МОм на каждый полный или неполный киловольт при рабочем напряжении антенно-фидерного устройства более 0,4 кВ.
      Конструкция и размещение на ВС соединений антенны с фидерным трактом и аппаратурой должны обеспечивать возможность расстыковки и подключения измерительной аппаратуры.
      Конструкция и размещение антенн, включая обтекатели, должны обеспечивать нормальное функционирование подключенной к ним аппаратуры при работе в условиях обледенения. При конструировании и размещении антенн должны быть приняты необходимые меры по их защите от статического электричества.
      При конструировании и размещении антенн должны быть предусмотрены необходимые меры по их защите от ударов молнии.
      Антенно-фидерным устройством должны быть сконструированы и размещены на ВС таким образом, чтобы между ними обеспечивались необходимые развязки. Рекомендуется, чтобы развязки на рабочих частотах составляли:
      не менее 35 дБ между антенно-фидерным устройством радиостанций MB диапазона;
      не менее 35 дБ между антенно-фидерным устройством радиостанций MB диапазона и курсовым антенно-фидерным устройством радиотехнического оборудования посадки (антенно-фидерным устройством радиотехнического оборудования угломерной системы VOR).

      1231. Требования к антенно-фидерным устройствам радиостанций MB диапазона.
      Коэффициент стоячей волны по напряжению на входе антенно-фидерного устройства должен быть не более 3,6.
      Примечание. В случае если дальность и качество связи обеспечиваются, допускается использование антенн с коэффициентом стоячей волны по напряжению не более 5.
      Коэффициент полезного действия фидера питания, соединяющего антенну с радиостанцией, должен быть не менее 0,5.
      Примечание. В случае, если дальность и качество связи обеспечиваются, коэффициент полезного действия фидера питания не нормируется.
      Неравномерность распределения вертикальной составляющей поля в горизонтальной плоскости не должна превышать 12 дБ.

      1232. Требования к антенно-фидерным устройствам радиостанций KB и СВ диапазонов.
      Антенны и антенные согласующие устройства должны обеспечивать настройку радиостанций во всем рабочем диапазоне частот в полете и на земле.
      Антенные согласующие устройства должны размещаться в непосредственной близости от антенны. Длина антенного ввода должна быть:
      не более 1 метра для антенн емкостного типа;
      не более 0,25 метра для антенн индуктивного типа.
      Примечание. Антенным вводом считается находящаяся под металлической обшивкой ВС часть проводника, соединяющего антенные согласующие устройства и возбудитель антенны.
      Антенный ввод должен быть надежно изолирован и закреплен, чтобы исключить возможность прикосновения к металлическим частям конструкции и нарушения изоляции ввода в процессе полета.
      Конструкция элементов передающих антенно-фидерных устройств должна обеспечивать работу установленного на ВС передатчика без коронирования и электрических пробоев.
      Должно быть показано, что требования для KB и СВ связи, выполняются при замене экземпляра радиостанции и/или элементов антенно-фидерных устройств с учетом рекомендаций, изложенных в эксплуатационной документации на ВС.

183. Электротехническое оборудование

      1233. Общие положения Требования настоящей главы полностью распространяются на электротехническое оборудование ВС.

      1234. Система электроснабжения в целом, а также ее агрегаты, блоки и элементы должны соответствовать требованиям.

      1235. Общие требования к электротехническому оборудованию. Система электроснабжения должна быть спроектирована, изготовлена и смонтирована таким образом, чтобы приемники электроэнергии первой и второй категорий были обеспечены электропитанием с качеством, соответствующим требованиям главы 165, для нормальной работы, при отсутствии отказов в системе электроснабжения, при любом единичном отказе системы электроснабжения или единичном отказе другой самолетной системы. Допускается прекращение электропитания приемников, если единичный отказ произошел на шине, к которой они присоединены, или в элементах вторичной распределительной сети, соединяющих шины с приемником электроэнергии.

      1236. Система электроснабжения должна быть спроектирована, изготовлена и смонтирована таким образом, чтобы приемники электроэнергии первой категории были обеспечены электропитанием с характеристиками, не выходящими за пределы, соответствующие аварийной работе, при отказе любой части системы электроснабжения, включая отказ всех генераторов, установленных на маршевых двигателях, или единичном отказе первичной системы распределения электроэнергии. Допускается прекращение электропитания приемников, если единичный отказ произошел на шине, к которой они присоединены, или в элементах вторичной распределительной сети, соединяющих шины с приемником электроэнергии.

      1237. Система электроснабжения должна быть спроектирована, изготовлена и смонтирована таким образом, чтобы режимы работы, в которых:
      1) приемники электроэнергии первой категории переходят на электропитание от аварийных источников, возникали не чаще, чем крайне маловероятные события;
      2) все приемники электроэнергии обеспечиваются электроэнергией с качеством, не соответствующим требованиям главы 165 для нормальной и аварийной работы, возникали не чаще, чем практически невероятные события.

      1238. После совершения аварийной посадки (приводнения) система электроснабжения должна обеспечивать электроэнергией те приемники электроэнергии, которые должны работать после посадки (приводнения), если они не имеют собственных автономных источников питания.

      1239. Качество электроэнергии в системе электроснабжения должно соответствовать требованиям.

      1240. Работа каждой первичной системы электроснабжения и связанной с ней вторичной системы не должна зависеть от работы других систем электроснабжения.

      1241. Электрооборудование должно быть выполнено и смонтировано так, чтобы при любых режимах его работы, возможных на данном воздушном судне, не возникала опасность пожара.

      1242. В местах, где опасность загрязнения воспламеняющимися парами очень высока, число электрических соединений и электроагрегатов должно быть ограничено только теми, которые необходимы для нормальной работы оборудования в этом месте.

      1243. Все электрооборудование, требующее во время работы управления или регулировки, должно быть выполнено и (или) смонтировано так, чтобы исключалась опасность поражения электрическим током.

      1244. В распределительных устройствах участки с различными уровнями напряжения должны располагаться отдельно. В местах возможного соприкосновения с элементами, находящимися в установившемся режиме под напряжением выше 40В, должны иметься предупреждающие надписи с указанием величины напряжения.

      1245. Должны быть обеспечены измерение и индикация минимального количества электрических параметров системы электроснабжения, которых совместно с сигналами, выдаваемыми аппаратурой системы генерирования и распределения электроэнергии, достаточно для оценки исправности бортовой системы электроснабжения.

      1246. Если в режиме запуска вспомогательной силивой установки (в полете) качество электроэнергии выходит за пределы, установленные главой 165, для аварийной работы, то в период запуска вспомогательной силивой установки должно быть обеспечено электропитание системы запуска вспомогательной силивой установки и приемников электроэнергии первой категории от раздельно работающих источников электроэнергии.

      1247. Подключение наземных источников к системе электроснабжения должно производиться с помощью разъемов аэродромного питания. На борту ВС должны быть предусмотрены средства, предотвращающие включение наземного источника с обратной полярностью или обратным порядком следования фаз.

184. Система генерирования

      1248. При безотказной работе системы генерирования мощность ее (в первичной и вторичной системах электроснабжения) должна быть достаточной для обеспечения питания приемников электроэнергии при всех возможных сочетаниях их включения.

      1249. Мощность системы генерирования (в первичной и вторичной системах электроснабжения) должна быть такова, что в случае отказа одного маршевого двигателя (генератора) ВС, при их общем числе до трех, и при отказе двух маршевых двигателей (генераторов) ВС, при их общем числе четыре и более, должно обеспечиваться питание всех приемников электроэнергии с качеством, соответствующим требованиям главы 165, для нормальной работы системы электроснабжения. Допускается отключение приемников электроэнергии третьей категории.

      1250. При отказе половины или одного из трех источников любой вторичной системы электроснабжения должно обеспечиваться питание всех приемников электроэнергии с качеством, соответствующим требованиям главы 165 для нормальной работы системы электроснабжения. Допускается отключение приемников электроэнергии третьей категории.

      1251. Любой возможный единичный отказ изделий каждого источника (включая аппаратуру регулирования и управления, а также элементы сети) не должен:
      1) приводить к отказу других источников электроэнергии;
      2) вызывать отказы других цепей, которые не подвергались повреждениям.

      1252. Аппаратура защиты системы генерирования должна производить обесточивание и отключение неисправных источников, обеспечивая качество электроэнергии и время перерыва электропитания в соответствии с главой 165.

      1253. На ВС должны быть установлены средства для принудительного отключения каждого первичного источника электроэнергии (в том числе аккумуляторных батарей системы электроснабжения) от системы распределения. Органы управления этими средствами должны быть размещены так, чтобы ими можно было пользоваться во всех ожидаемых условиях эксплуатации.

      1254. Для каждого источника и преобразователя системы генерирования электроэнергии должны быть предусмотрены средства немедленного предупреждения экипажа о неисправности данного источника и переходе на резервные источники.

      1255. Должны быть предусмотрены средства защиты генераторов и линии, соединяющих их с распределительным устройством, от коротких замыканий и перенапряжений.
      Примечание. В случае применения коллекторных генераторов постоянного тока должна быть предусмотрена защита от обратного тока.

      1256. Аккумуляторы системы электроснабжения должны устанавливаться вне кабины экипажа и салонов пассажиров или помещаться в изолированные от кабины или салона отсеки таким образом, чтобы они не представляли опасности для ВС или пассажиров.

      1257. Способ установки аккумуляторной батареи должен обеспечивать:
      1) свободный доступ для осмотра и замены;
      2) поддержание температуры электролита в пределах, необходимых для нормальной работы в процессе эксплуатации;
      3) вентиляцию аккумуляторов и отсеков для предотвращения опасной концентрации воспламеняемых и токсичных газов;
      4) защиту конструкции ВС от коррозии, вызываемой действием электролита и выделяемых из аккумуляторов газов.

      1258. Аккумуляторные батареи должны иметь такие характеристики и устанавливаться таким образом, чтобы в любых условиях эксплуатации и при любых эволюциях, на которые рассчитано воздушное судно, они обеспечивали электропитание приемников электроэнергией с качеством, не хуже соответствующего требованиям главы 165, для аварийной работы системы электроснабжения.

185. Система распределения

      1259. Все провода системы распределения, соединенные с шинами распределительных устройств, должны быть защищены автоматами защиты или плавкими предохранителями от коротких замыканий и от недопустимых перегрузок, если они могут иметь место в этих проводах. Допускается не устанавливать аппараты защиты в проводах длиной до одного метра внутри распределительных устройств при условии, если они не проходят через контакты коммутационных аппаратов, электрических соединителей или другие монтажные элементы.

      1260. Коммутационная аппаратура системы распределения должна выбираться в зависимости от величины и характера нагрузок.

      1261. Одним аппаратом защиты могут быть защищены провода только одной цепи электропитания приемника электроэнергии первой или второй категории или цепи группы таких приемников электроэнергии, являющихся функционально зависимыми элементами одной системы бортового оборудования.
      Примечание. Функционально зависимыми элементами называются такие элементы, отказ одного из которых приводит к прекращению функционирования всей группы элементов.

      1262. ВС должен иметь на борту комплект запасных плавких предохранителей из расчета по 1 шт. каждого номинала предохранителей, применяемых во вторичной распределительной сети данного ВС.

186. Испытания системы электроснабжения и агрегатов
электрооборудования

      1263. Образец каждого типа электрооборудования должен пройти испытания на соответствие требованиям пунктов 1077 - 1078.

      1264. Должны быть проведены стендовые испытания натурного макета системы электроснабжения сертифицируемого ВС при безотказной работе и при имитации отказов. Характеристики приводов генераторов при стендовых испытаниях должны в максимальной степени соответствовать характеристикам самолетного двигателя.

      1265. При летных испытаниях сертифицируемого ВС система электроснабжения должна быть испытана в тех условиях полета, имитация которых невозможна при проведении стендовых испытаний.

187. Светотехническое оборудование

      1266. Общие положения. Требования настоящей главы распространяются на следующие виды светотехнического оборудования:
      аэронавигационное оборудование;
      посадочно-рулежное оборудование;
      оборудование для освещения кабин членов экипажа;
      оборудование для внутрикабинной световой сигнализации;
      оборудование для освещения пассажирских кабин;
      оборудование для освещения служебных помещений ВС.

      1267. Общие требования. Оборудование является обязательным светотехническим оборудованием и должно устанавливаться на ВС, совершающих полеты по Правилам полетов по приборам. На ВС, предназначенных для выполнения полетов только в визуальных условиях, не является обязательным установка - следующих видов светотехнического оборудования:
      посадочно-рулежного;
      освещения пассажирских кабин.

      1268. Светотехническое оборудование, установленное на ВС, не должно вызывать ослепления членов экипажа или создавать какие-либо другие неудобства, мешающие им выполнять свои обязанности.

      1269. Внутрикабинное освещение не должно снижать функций зрения экипажа при обзоре внешнего пространства.

      1270. Работа светотехнического оборудования не должна вызывать помехи в работе других типов оборудования.

      1271. Светотехническое оборудование при нормальной эксплуатации, а также в случае неисправности какой-либо его части должно быть безопасным в пожарном отношении.

      1272. Любые применяемые колпачки или цветные фильтры должны быть изготовлены так, чтобы они не меняли свой цвет или форму и не создавали значительных потерь света в условиях нормальной эксплуатации.

      1273. Осветительная арматура должна быть сконструирована таким образом, чтобы исключалась возможность поражения током при замене или удалении ламп.

188. Аэронавигационное оборудование

      1274. Аэронавигационное светотехническое оборудование должно обеспечивать выдачу информации о местоположении и направлении движения ВС в воздухе и на земле, позволяющей легко и безошибочно распознать ее на расстоянии, обеспечивающем время, достаточное для выполнения действий, исключающих столкновение ВС ночью при нормальных условиях видимости.

      1275. Аэронавигационное оборудование должно состоять из аэронавигационных огней и светового маяка.

      1276. При построении кривых светораспределении бортовых аэронавигационных огней приняты следующие определения (рис. 22.):
      1) горизонтальная плоскость ВС - плоскость, проходящая через продольную ось и перпендикулярная к плоскости его симметрии;
      2) вертикальные плоскости ВС - плоскости, перпендикулярные к горизонтальной;
      3) угол "Л" образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, одна из которых, параллельна продольной оси ВС, а другая находится под углом 110 о влево от первой, если смотреть вперед вдоль продольной оси;
      4) угол "П" образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, одна из которых параллельна продольной оси ВС, а другая находится под углом 110 о вправо от первой, если смотреть вдоль продольной оси;
      5) угол "X" образуется двумя пересекающимися вертикальными плоскостями, составляющими соответственно угол 70 о вправо и 70 о влево, если смотреть назад вдоль продольной оси, с вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось.

      1277. Аэронавигационные огни должны передавать информацию об относительном курсе ВС:
      1) левый красный бортовой огонь в пределах угла "Л";
      2) правый зеленый бортовой огонь в пределах угла "П";
      3) задний белый огонь в пределах угла "X".

      Рис. 22. Светораспределение в горизонтальной плоскости

      См. бумажный вариант

      1278. Световые сигналы аэронавигационных огней могут быть непрерывными или проблесковыми.

      1279. При проблесковой работе огней должен применяться один из двух возможных режимов:
      1) циклический режим включения огней. Левый, правый и задний навигационные огни должны включаться от одного устройства поочередно следующим образом: красный - зеленый - белый - красный и т.д.
      2) режим одновременного (синхронного) включения огней, указанных в пункте 1277. При этом разрешается включать один или оба из следующих дополнительных огней:
      красный проблесковый задний огонь, который чередуется с проблесковым задним белым огнем;
      белый проблесковый огонь, видимый со всех направлений, который чередуется с включением огней, указанных в пункте 1277.

      1280. При циклическом режиме включения огней частота проблесков каждого огня должна составлять 30 + 3 вспышек в минуту.

      1281. Минимальные значения силы света аэронавигационных огней в горизонтальной плоскости приведены на рис. 22. и в таблице 23.

                                                      Таблица 23.

       Минимальные значения силы света аэронавигационных
                огней в горизонтальной плоскости

Угол
действия
огней

Угол относительно направления  полета,
расположенный справа и слева от продольной
оси ВС, направленный вперед, град

Сила
света,
кд

"Л" или "П"

от 0 до 10

40


от 10 до 20

30


от 20 до 110

5

"X"

от 110 до 180

20

      1282. Относительные значения силы света аэронавигационных огней в вертикальной плоскости приведены на рис. 23. Относительные значения силы света в любой вертикальной плоскости для любого направления не должны быть меньше приведенного в таблице 24.

                                                       Таблица 24.

      Относительные значения силы света аэронавигационных
                 огней в любой вертикальной плоскости

Угол, откладываемый вверх или вниз
от горизонтальной плоскости, град

Относительные значения
силы света

0

1,00 J a

От 0 до 5

0,90 J a

От 5 до 10

0,80 J a

От 10 до 15

0,70 J a

От 15 до 20

0,50 J a

От 20 до 30

0,30 J a

От 30 до 40

0,10 J a

От 40 до 90

0,05 J a

      Примечание. J a - фактически существующая сила света аэронавигационных огней для соответствующих углов в горизонтальной плоскости.

      Рис. 23. Светораспределение в вертикальной плоскости

      См. бумажный вариант

      1283. При перекрытии смежных световых сигналов аэронавигационных огней в смежных зонах в перекрывающихся пучках максимально допустимая сила света (кд) должна соответствовать величинам, приведенным в таблице 25.

                                                      Таблица 25.

          Максимально допустимая сила света (кд)


Зона "А"

Зона "В"

Зеленый свет угла в пределах "Л"

0,33 J a

0,20 J a

Красный свет в пределах угла "П"

0,33 J a

0,20 J a

Зеленый свет в пределах угла "X"

0,25 J a

0,05 J a

Красный свет в пределах угла "X"

0,25 J a

0,05 J a

Белый свет в пределах угла "Л"

1,00 J a

0,20 J a

Белый свет в пределах угла "П"

1,00 J a

0,20 J a

      Примечание 1. Зона "А" включает все направления в двугранном угле, грани которого проходят через источник света и пересекают граничную плоскость огней под углом, большим 10 о и меньшим 20 о . Зона "В" включает все направления в двугранном угле, грани которого проходят через источник света и пересекают граничную плоскость огней под углом, большим 20 о . Угловой диапазон 0 - 10 о , представляет переходную область между максимальным значением силы света и зоной "А".
      Примечание 2. J a - фактически существующая сила света аэронавигационных огней для соответствующих углов в горизонтальной плоскости.

      1284. Световой маяк предназначен для обозначения местоположения ВС в воздухе на больших расстояниях.
      На ВС должно быть установлено не менее двух светильников светового маяка (по одному для верхней и нижней полусфер).

      1285. Относительные значения эффективной силы света светильника светового маяка для любой вертикальной плоскости должны быть не менее приведенных на рис. 24. и в таблице 26.
      Примечание. J - эффективная сила света.

                                                      Таблица 26.

      Относительные значения эффективной силы света светильника
           светового маяка для любой вертикальной плоскости

Угол над или под горизонтальной
плоскостью, град

Относительные значения эффективной
силы света

От 0 до 5

1,0 J

От 5 до 10

0,6 J

От 10 до 20

0,2 J

От 20 до 30

0,1 J

От 30 до 75

0,15 J

      1286. Угол действия светильника светового маяка в горизонтальной плоскости должен быть не менее 360 о .

      1287. В случае экранирования светильника маяка элементами конструкции ВС допускаются "мертвые зоны" в пределах указанной области действия маяка. Суммарная величина угла "мертвой зоны" для каждого светильника не должна превышать 0,03 стерадиан в пределах телесного угла, равного 0,15 стерадиан, центрированного относительно продольной оси ВС и обращенного назад.

      1288. Абсолютное значение эффективной силы света каждого светильника светового маяка должно быть не менее:
      400 кд - для маяка с белой цветностью излучения;
      400 кд - для маяка с красной цветностью излучения.

      1289. Частота вспышек каждого светильника маяка должна быть 40 - 90 в минуту. В зонах перекрытия суммарная частота вспышек не должна превышать 180 в минуту.

      1290. Огни светового маяка должны иметь принятый в авиации белый или красный цвет и удовлетворять соответствующим требованиям.

      Рис. 24. Светораспределение в вертикальной плоскости для светильника светового маяка

      См. бумажный вариант

      1291. Значения силы света, приведенные в пунктах 1281 - 1283, 1285 - 1287, должны обеспечиваться аппаратурой со всеми установленными на месте светофильтрами и колпачками при напряжении, численно равном номинальному эксплуатационному напряжению электрической сети воздушного судна.

189. Посадочно-рулежное оборудование

      1292. Посадочно-рулежное оборудование должно состоять из посадочных и рулежных (или посадочно-рулежных) фар и обеспечивать:
      1) необходимое освещение взлетно-посадочной полосы и подходов к ней при выполнении посадки и разбеге ВС до отрыва передней ноги;
      2) необходимое освещение взлетно-посадочной полосы и рулежных дорожек при движении ВС по аэродрому.

      1293. Количество посадочных (посадочно-рулежных) фар должно быть не менее двух. Количество рулежных фар не регламентируется.

190. Оборудование для освещения и внутрикабинной световой
сигнализации в кабинах членов экипажа

      1294. Оборудование для освещения кабин членов экипажа должно обеспечивать:
      1) освещение всех приборов, оборудования и органов управления воздушного судна;
      2) необходимое освещение рабочих мест членов экипажа;
      3) возможность регулировки яркости освещения приборов.

      1295. Световые сигналы должны четко различаться в дневных условиях и не вызывать слепящего действия ночью.

191. Оборудование для освещения пассажирских кабин
и служебных помещений

      1296. Оборудование для освещения пассажирских кабин и служебных помещений должно обеспечивать:
      1) необходимое освещение пассажирских кабин и служебных помещений;
      2) освещение технических отсеков ВС для выполнения работ по обслуживанию воздушного судна в ночных условиях.

      1297. Освещение пассажирских кабин воздушного судна должно обеспечивать комфорт пассажирам и условия, необходимые для обслуживания пассажиров в полете.

192. Цветовые характеристики светотехнического оборудования

      1298. Зеленый, красный, желтый и белый цвета должны соответствовать координатам цветности, рекомендованным Международной комиссией по освещению и приведенным в таблице 27. и на рис. 25. На цветовом графике огибающей и прямыми, соединяющими попарно точки 1, 2, 3, 4, выделены области, соответствующие указанным цветам.

      Рис. 25. Область допусков на цветовые характеристики аэронавигационного оборудования и световую сигнализацию.

      См. бумажный вариант

                                                            Таблица 27.
     Область допусков на цветность светотехнического оборудования

Координаты
точек

X 1

Y 1

Х 2

Y 2

Х 3

Y 3

X 4

Y 4

Красный

0,735

0,265

0,665

0,335

0,655

0,335

0,720

0,267

Зеленый

0,266

0,724

0,024

0,414

0,245

0,414

0,311

0,465

Желтый

0,603

0,397

0,545

0,455

0,530

0,447

0,590

0,390

      Белый 0,30 < Х < 0,50; Y 0 - 0,01 < Y < Y + 0,01.
      Примечание. Y 0 - координата по оси Y излучателя Планка, для которого X = X 0 .

193. Компоновка кабины экипажа

      1299. Требования настоящей главы распространяются на компоновку кабины экипажа.

      1300. Компоновка кабины должна обеспечивать членам экипажа при заданном его составе:
      удобное размещение всех членов экипажа в кабине с соблюдением антропометрических требований;
      возможность эффективно выполнять функциональные обязанности на всех режимах полета, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации.

      1301. Для каждого члена экипажа должно быть предусмотрено наличие рабочего места. Рабочие места пилотов должны располагаться в передней части кабины, причем командира воздушного судна - слева. На ВС, в состав экипажа которых кроме пилотов входит бортинженер, его рабочее место должно размещаться или у правого борта, или между рабочими местами пилотов.
      Размещение членов экипажа спиной к направлению полета не допусается.
      Примечание. Если Руководством по летной эксплуатации предусматривает деятельность бортинженера на его рабочем месте как у правого борта, так и между рабочими местами пилотов, то ему должны быть обеспечены:
      удобство работы на обоих рабочих местах;
      удобство перемещения с одного рабочего места на другое без необходимости отстегивать привязные ремни.

      1302. Пилотам должен быть обеспечен незатененный, неискаженный и достаточно широкий обзор из кабины, обеспечивающий удобство пилотирования при всех маневрах и на всех режимах в ожидаемых условиях эксплуатации. Рабочие места обоих пилотов должны иметь средства, обеспечивающие контроль нахождения глаз пилотов в условном положении на линии визирования. Должны быть исключены блики и отражения, если они затрудняют обзор внутри и внекабинного пространства, днем и ночью в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации. Устройства, предназначенные для очистки поверхности лобового стекла от атмосферных осадков, должны обеспечивать достаточный обзор внекабинного пространства.

      1303. Все надписи в кабине должны располагаться у тех элементов (рукояток, тумблеров и др.), к которым они относятся, и быть хорошо видимы и различимы днем и ночью в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации. Текстовые сокращения надписей не должны допускать неоднозначность толкования их смысла.

194. Размещение органов управления ВС, силовой установкой и
оборудованием на рабочих местах экипажа

      1304. Все органы управления ВС, силовой установкой и оборудованием, размещаемые на рабочих местах членов экипажа и используемые ими в полете, должны быть досягаемы для них и видимы с их рабочих мест без необходимости отстегивать привязные ремни.

      1305. Наиболее часто используемые органы управления, в том числе органы управления, используемые во время наиболее сложных этапов полета (например, для пилотов - при заходе на посадку и посадке), а также в сложной и аварийной ситуациях должны располагаться в наилучших, с точки зрения досягаемости и обзора, зонах рабочей области каждого члена экипажа. При этом расположение органов управления должно быть выбрано так, чтобы на этапах взлета, захода на посадку, посадки и ухода на второй круг для выполнения действий по Руководству по летной эксплуатации пилотам не требовалась смена рук на штурвалах.
      Органы управления, установленные на рукоятках штурвала второго пилота, должны располагаться "зеркально" по отношению к их расположению на рукоятках штурвала первого пилота.

      1306. В отдельных случаях резервные (аварийные) органы управления (рычаги, переключатели, предохранители) допускается размещать вне рабочих мест пилотов только при наличии в составе экипажа лица, свободного от пилотирования.

      1307. Органы управления, практически непрерывно используемые членами экипажа в полете (для пилотов - штурвал, педали, рычаги управления двигателями) должны быть расположены, а также перемещаться относительно кресел экипажа с соблюдением антропометрических требований и минимальной утомляемости в процессе управления.

      1308. Расположение органов управления, форма и размеры их рукояток должны обеспечивать быстрое их опознавание и безошибочные действия во всех режимах полета и особых ситуациях.
      Разные по назначению органы управления должны отличаться друг от друга (например, формой, цветом и др.). Рукоятки аварийных органов управления или их защитные устройства должны быть окрашены в красный цвет. Допускается его сочетание с другим цветом.

      1309. При размещении в кабине органов управления, случайное перемещение которых может привести к особым ситуациям, необходимо предусматривать меры, исключающие возможность непроизвольного (случайного) изменения их положения. Для этого необходимо устанавливать блокировочные устройства, которые не должны мешать пользоваться органами управления и затруднять их опознавание.

      1310. Рукоятки органов управления, используемые в полете несколькими членами экипажа, должны размещаться в общей для них зоне кабины, либо устанавливаться на рабочих местах тех членов экипажа, в функции которых входит управление этими рукоятками.

      1311. Органы управления, используемые каждым членом экипажа, должны быть расположены относительно его кресла таким образом, чтобы обеспечивалось необходимое полное и беспрепятственное перемещение каждого органа управления без какого-либо отрицательного влияния на это перемещение конструкции кабины, возможных комбинаций положений других органов управления и одежды членов летного экипажа.

      1312. Одинаковые органы управления разных двигателей (например, рычаги управления двигателями, рычаги управления реверсивными устройствами двигателей, рычаги останова двигателей), а также одинаковые органы управления резервированных систем должны быть расположены, а их рукоятки выполнены таким образом, чтобы исключить неоднозначность определения их принадлежности к данному двигателю или части резервированной системы.
      Взаимное положение рычагов управления двигателями и рычагов управления реверсивными устройствами двигателей должно обеспечивать возможность управления одноименными рычагами как всеми вместе, так и каждым в отдельности (пункт 996).

      1313. Направление перемещения органов управления должно соответствовать действию, которое они оказывают на ВС, и находиться в зрительном и функциональном соответствии с показаниями индицирующих приборов.
      Рукоятки органов управления, приводимые в действие вращательным движением, должны перемещаться по часовой стрелке из выключенного положения до полностью включенного (кроме гидравлических, кислородных и воздушных кранов).
      Направление перемещения основных органов управления должно соответствовать следующим требованиям:
      1) руль высоты - штурвал (колонка) назад (на себя) - кабрирование;
      2) элероны - штурвал направо по часовой стрелке - правый крен;
      3) руль направления - правая педаль вперед - правый разворот;
      4) стабилизатор - переключатель вперед (вверх) - пикирование;
      5) рычаг управления двигателем - назад (на себя) - уменьшение прямой тяги (мощности);
      6) рычаг управления реверсом двигателя - назад (на себя) - увеличение обратной тяги (мощности);
      7) шасси - рычаг управления вниз, назад (на себя) - выпуск; При кнопочном управлении выпуском шасси: передняя кнопка - уборка; задняя кнопка - выпуск;
      8) закрылки, предкрылки - рычаг управления вниз, назад (на себя) - выпуск.

195. Размещение приборов и сигнализаторов, установленных
на рабочих местах членов экипажа

      1314. Угол наклона приборных досок членов экипажа должен обеспечивать достаточное удобство пользования приборами и сигнализаторами, установленными на них.

      1315. Вибрация приборной доски не должна затруднять считывание показаний приборов на всех этапах полета.

      1316. Места для установки приборов и сигнализаторов на рабочих местах членов экипажа должны быть выбраны с учетом степени важности выдаваемой ими информации.
      При этом могут использоваться:
      группировка по степени относительной важности (значимости) для безопасности полета (например, размещение основных пилотажно-навигационных приборов в верхней и средней зонах приборной доски пилота);
      группировка по функциональному назначению, т.е. по принадлежности к одной функциональной системе (например, размещение рядом приборов, контролирующих работу силовой установки);
      группировка по времени использования, т.е. использования в полете или на земле, на отдельных этапах полета, в определенной временной последовательности и т.д.

      1317. Приборы и сигнализаторы, установленные на приборных досках членов экипажа, должны быть хорошо видимы ими со своих рабочих мест в условиях дневного и ночного полетов. При этом допускается незначительное эпизодическое изменение членом экипажа своей основной рабочей позы. Показания приборов должны восприниматься членами экипажа без искажений с достаточной степенью точности.
      Информация визуальных средств сигнализации должна восприниматься соответствующим членом экипажа без искажений и исключать ошибочные представления о состоянии данной функциональной системы или контролируемого параметра. Должны быть обеспечены нормальная видимость и удобство контроля показаний приборов силовой установки с рабочих мест членов экипажа, которым Руководство по технической эксплуатации предписан контроль ее работы.

      1318. Размещение пилотажно-навигационных приборов на рабочих местах пилотов должно соответствовать требованиям, указанным ниже.

      1319. Наиболее важные пилотажно-навигационные приборы, составляющие группу основных пилотажно-навигационных приборов, должны занимать на приборной доске каждого пилота верхнюю и среднюю части ее центрального участка против пилота, не затеняемую штурвалом и постоянно находящуюся в поле его зрения.
      Основные пилотажно-навигационные приборы внутри группы должны располагаться следующим образом:
      1) центральное место в верхней части приборной доски должен занимать основной пилотажный прибор, указывающий положение ВС в пространстве (углы крена и тангажа);
      2) под основным пилотажным прибором на одной вертикальной оси с ним должен размещаться основной навигационный прибор, указывающий направление полета.
      Примечание. Допускается одновременное смещение основных пилотажного и навигационного приборов от вертикальной плоскости симметрии кресла пилота на одинаковую величину, не превышающую 30 мм;
      3) слева от основного пилотажного прибора на одном уровне с ним должен находиться прибор, показывающий воздушную (приборную) скорость полета;
      4) справа от основного пилотажного прибора на одном уровне с ним должен быть помещен прибор, указывающий вертикальную скорость подъема или спуска ВС;
      5) под указателем вертикальной скорости должен помещаться основной прибор, показывающий барометрическую высоту полета.
      Группа основных пилотажно-навигационных приборов должна быть идентично размещена на приборных досках первого и второго пилотов и выделена контурной линией белого цвета среди остальных приборов, установленных на приборных досках пилотов.
      Установка приборов, не входящих в группу основных пилотажно-навигационных приборов, производится с учетом их роли в управлении ВС и степени важности контролируемых ими параметров с точки зрения безопасности полета, а также их связи с группой основных пилотажно-навигационных приборов:
      1) приборы, индицирующие высотные параметры, устанавливаются вблизи основного высотомера;
      2) приборы, индицирующие навигационные параметры, устанавливаются вблизи основного навигационного прибора, при этом приоритет имеют индикаторы, выдающие курсовые параметры;
      3) приборы, индицирующие скоростные параметры, устанавливаются вблизи основного прибора скорости;
      4) резервные приборы устанавливаются на приборной доске с минимальным удалением от соответствующего основного пилотажно-навигационного прибора. Резервный авиагоризонт должен размещаться в правой верхней части приборной доски первого пилота (командира), вблизи основного прибора, указывающего пространственное положение ВС, либо в левой верхней части средней приборной доски пилотов и должен быть виден второму пилоту.

      1320. Основные приборы контроля силовой установки должны размещаться на средней приборной доске пилотов компактной группой. При этом взаимное размещение их в группе должно соответствовать расположению двигателей на ВС:
      приборы, контролирующие одинаковые параметры работы разных двигателей, должны размещаться в одном горизонтальном ряду в порядке расположения двигателей на ВС - слева направо;
      приборы, контролирующие разные параметры работы одного двигателя, должны размещаться в одном вертикальном ряду, в порядке значимости контролируемых параметров - сверху вниз.
      Примечание. При использовании комбинированных приборов они должны размещаться таким образом, чтобы исключались возможные ошибки определения, к какому двигателю относится данный индикатор или параметр.

      1321. Основные приборы контроля работы двигателей, используемые пилотами для контроля выхода двигателей на заданные режимы, должны быть расположены на средней приборной доске пилотов и видимы при условии эпизодического изменения основной рабочей позы.
      Остальные приборы контроля работы двигателей могут быть (при установке на приборной доске соответствующей сигнализации) размещены вне приборной доски пилотов в случае, когда в состав экипажа входит бортинженер.

      1322. На ВС с отдельным рабочим местом бортинженера на его приборной доске должны быть установлены все необходимые приборы и индикаторы контроля силовой установки, а также приборы, индикаторы и сигнализаторы контроля других самолетных систем в соответствии с функциональными обязанностями бортинженера.

      1323. Компоновка светосигнальных средств на рабочих местах членов экипажа должна быть выполнена с учетом степени важности выдаваемой ими информации (пункт 1337).

      1324. Каждая группа или блок светосигнальных табло должны быть сформированы по одному из следующих принципов:
      принадлежности к одному функциональному комплексу (например, двигателю);
      одновременного использования (например, при заходе на посадку);
      резерва времени (аварийные, предупреждающие).

      1325. Аварийные светосигнальные устройства должны быть размещены так, чтобы они были видны из основного рабочего положения члена экипажа. Предупреждающие светосигнальные устройства, а также центральные сигнальные огни (ЦСО) должны быть размещены в зоне удобного обзора с рабочих мест соответствующих членов экипажа, при этом допускается изменение положения головы.

      1326. Центральные сигнальные огни и аварийные светосигнальные устройства должны быть размещены идентично на приборных досках первого и второго пилотов. Допускается центральные сигнальные огни размещать в верхней части средней приборной доски.

196. Средства контроля работы силовой установки
и вспомогательной силовой установки

      1327. Общие положения. Требования настоящей главы распространяются на средства измерения, индикации и сигнализации, обеспечивающие экипаж информацией, необходимой для контроля и управления силовой установкой и вспомогательной силовой установки ВС с газотурбинными двигателями.

      1328. Общие требования. Характеристики средств контроля работы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны обеспечивать эксплуатацию их в соответствии с эксплуатационной документацией на конкретный двигатель и ВС.

      1329. Средства контроля работы силовой установки и вспомогательной силовой установки должны соответствовать требованиям.

197. Требования к составу средств контроля силовой установки

      1330. Для контроля работы силовой установки на ВС должны быть установлены:
      тахометр для измерения и индикации частоты вращения роторов каждого двигателя;
      термометр для измерения и индикации температуры газа каждого двигателя;
      расходомер для измерения и индикации мгновенного значения массового часового расхода топлива каждого двигателя. На ВС местных воздушных линий расходомер может не устанавливаться;
      масломер для измерения и индикации количества масла в баке каждого двигателя. Индикатор масломера в кабине экипажа может не устанавливаться;
      манометр для измерения и индикации давления масла в масляной системе каждого двигателя;
      термометр для измерения и индикации температуры масла каждого двигателя;
      средства измерения и индикации уровня вибрации каждого двигателя с сигнализацией превышения допустимого уровня вибрации или сигнализаторы превышения допустимого уровня вибрации каждого двигателя;
      средства (система) для измерения и индикации количества топлива в каждом баке или группе сообщающихся баков и суммарного количества топлива на ВС;
      средства сигнализации превышения допустимого значения частоты вращения роторов;
      средства сигнализации превышения допустимого значения температуры газа;
      средства сигнализации резервного остатка топлива;
      средства сигнализации минимального давления топлива на входе в двигатель;
      средства сигнализации максимального допустимого перепада давления топлива на топливном фильтре каждого двигателя;
      средства сигнализации минимального остатка масла в масляном баке. Допускается совмещение индикации количества масла и сигнализации минимального остатка масла на одном приборе. На ВС местных воздушных линий сигнализация может отсутствовать.
      средства сигнализации минимального давления масла;
      средства сигнализации появления стружки в масле каждого двигателя;
      средства сигнализации пожара в пожароопасных отсеках силовой установки;
      средства сигнализации перегрева во внутренних масляных или суфлируемых полостях двигателя, в которых в случае неисправности возможно возникновение перегрева, способного вызвать пожар;
      средства сигнализации обледенения каждого двигателя. Сигнализаторы обледенения могут не устанавливаться, если показано, что расположение воздухозаборника двигателя или конструкция двигателя исключают возможность возникновения обледенения;
      средства сигнализации работы подкачивающих и перекачивающих насосов, кранов перекрестного питания и пожарных кранов;
      средства сигнализации включения и выключения впрыска жидкости в компрессор, если на двигателе установлена такая система;
      средства сигнализации помпажа каждого двигателя.

      1331. На ВС с турбореактивными двигателями кроме средств указанных в пункте 1330 должны быть установлены сигнализаторы положения реверсивных устройств каждого двигателя, оборудованного таким устройством.
      Рекомендуется на ВС с турбореактивными двигателями устанавливать средства измерения и индикации тяги каждого двигателя или параметра, характеризующего ее.

      1332. На ВС с турбовинтовыми двигателями кроме средств указанных в пункте 1330 должны быть установлены:
      1) средства измерения и индикации крутящего момента каждого двигателя;
      2) средства измерения и индикации положения рычага регулятора управления каждого двигателя;
      3) средства сигнализации включения системы управления реверсивной тягой воздушного винта каждого двигателя, оборудованного устройством реверсирования;
      4) средства сигнализации включения автоматического флюгирования воздушного винта каждого двигателя, оборудованного системой автоматического флюгирования.
      Примечание. Перечень приборов и сигнализаторов для контроля работы силовой установки самолетов местных воздушных линий может быть изменен или сокращен.

198. Требования к составу средств контроля работы
вспомогательной силовой установки

      1333. Для контроля работы вспомогательной силовой установки на ВС должны быть установлены:
      тахометр для измерения и индикации частоты вращения ротора двигателя;
      термометр для измерения и индикации температуры газа двигателя;
      термометр для измерения и индикации температуры масла на входе (выходе) двигателя;
      средства сигнализации превышения допустимого значения частоты вращения ротора двигателя;
      средства сигнализации превышения предельно-допустимого значения температуры газа;
      средства сигнализации минимального давления масла на входе в двигатель;
      средства сигнализации минимального давления топлива на входе в двигатель;
      средства сигнализации минимального остатка масла в маслобаке;
      средства сигнализации пожара в пожароопасных отсеках силовой установки;
      средства сигнализации выхода двигателя на режим, позволяющий производить отбор мощности от него.

      1334. На ВС должны быть установлены средства контроля работы силовой установки и вспомогательной силовой установки дополнительно к указанным в главах 187 и 188 настоящих Норм, если они необходимы для обеспечения эксплуатации двигателя в пределах ограничений, оговоренных в Руководстве по технической эксплуатации на конкретный двигатель ВС.

      1335. При отключении или отказе основных источников электроснабжения должны быть обеспечены электроснабжением от аварийных источников питания следующие средства контроля работы силовой установки и вспомогательной силовой установки:
      средства сигнализации, указанные в главах 187 и 188 настоящих Норм;
      термометры газа маршевых двигателей и двигателя ВСУ;
      тахометры маршевых двигателей и двигателя вспомогательной силовой установки;
      измеритель крутящих моментов для ВС с турбовинтовым двигателем.

      1336. Другие средства контроля работы силовой установки и вспомогательной силовой установки в соответствии с пунктом 1334 настоящих Норм, если на конкретный двигатель и ВС предусмотрены специальные ограничения для этого случая.

199. Оборудование внутрикабинной сигнализации

      1337. Общие положения. Требования настоящей главы распространяются на средства сигнализации, установленные на ВС и предназначенные для оповещения членов экипажа с помощью следующих видов средств сигнализации - визуальных, звуковых и тактильных - о возникшей на ВС ситуации.
      Примечание. Средство сигнализации - устройство, выдающее сигнал, непосредственно воздействующий на органы чувств членов экипажа. Такими устройствами могут быть как отдельные средства сигнализации, так и системы сигнализации.
      Визуальные средства сигнализации предназначены для выдачи сигналов с помощью светосигнальных устройств, переключателей со световой сигнализацией (ламп-кнопок), бленкеров, флажков (планок) или шторок электромеханических индикаторов.
      Звуковые средства сигнализации предназначены для выдачи тональных звуковых сигналов (например, с помощью сирены, звонка, зуммера) или речевых сообщений.
      Тактильные средства сигнализации предназначены для передачи необходимой информации членам экипажа путем воздействия на механорецепторы кожи и мышечно-суставные рецепторы.

      1338. Средства внутрикабинной сигнализации, установленные на ВС, обеспечивают выдачу информации (сигналов) трех категорий: аварийной, предупреждающей и уведомляющей. Определение категорий сигнализации производится исходя из информации о событиях, связанных с возможностью возникновения особых ситуаций и степени их опасности, а также величины времени реакции t p , которым располагает экипаж с момента появления сигнальной информации о возникшей ситуации до момента, когда еще можно предотвратить или прекратить ее опасное развитие.
      К категории аварийной сигнальной информации относится информация о событиях, связанных с возможностью возникновения особых ситуаций, требующих немедленных действий со стороны экипажа. В качестве аварийных принимаются сигналы, характеризующие приближение или достижение эксплуатационных ограничений по параметрам движения ВС (например, a доп , n y max э и другие) и сигналы, для которых t p < 15 секунд.

      1339. К категории предупреждающей сигнальной информации относится информация, требующая немедленного привлечения внимания, но не требующая быстрых действий члена экипажа. Для предупреждающих сигналов принимается, что располагаемое время t p > 15 секунд.

      1340. К категории уведомляющей сигнальной информации относится информация, указывающая на нормальную работу систем, выполнение алгоритма работы членов экипажа и другие. По величине располагаемого времени t p уведомляющая информация не регламентируется.

      1341. Общие требования. Система сигнализации должна выполнять следующие функции:
      1) своевременно привлекать внимание члена экипажа к возникшему состоянию (происшедшему событию). Для этого при необходимости используются следующие сигналы сильного привлекающего действия:
      звуковые сигналы различной тональности, тембра и длительности, например, типа "зуммер";
      тактильные сигналы;
      сигналы светосигнальных устройств, работающих в проблесковом режиме;
      2) раскрывать смысл случившегося, т.е. сигнальная информация должна быть определенной. Для этого используются:
      надписи и символы светосигнальных устройств;
      тексты речевых сообщений;
      тональность, тембр и длительность звуковых сигналов;
      сигнальные элементы индикаторов;
      тактильные сигналы;
      надписи переключателей со световой сигнализацией;
      3) способствовать организации действий, необходимых в данной ситуации. Для этого используются:
      надписи и символы светосигнальных устройств;
      тактильные сигналы;
      тексты речевых сообщений.

      1342. Правильное восприятие информации, выдаваемой средствами сигнализации, должно обеспечиваться на всех этапах и режимах полета в условиях воздействия окружающей среды (шум и вибрация в кабине экипажа, переговоры по внутренней и внешней связи, условия освещения и т.п.).

      1343. Способ представления сигнальной информации, обеспечиваемый сочетанием различных средств ее выдачи и режимами их работы, должен учитывать категорию сигнальной информации и соответствовать возникшему на борту состоянию.

      1344. Объем сигнальной информации, выдаваемой каждому члену экипажа на всех этапах и режимах полета, как в нормальных, так и в особых ситуациях, должен быть таким, чтобы обеспечивалось своевременное восприятие происшедшего события и принятия решения о необходимых действиях, а также исключалась излишняя перегрузка внимания каждого члена экипажа.
      Рекомендуется использовать интегральные сигнализаторы и районирующие табло, особенно на режимах взлета и посадки, а также для контроля силовой установки и функциональных систем.
      Для привлечения внимания и выдачи информации о конкретной ситуации или отказе по одному параметру должно использоваться одновременно не более трех сигнальных устройств.

      1345. Визуальная сигнальная информация должна являться основным видом выдачи сигнальной информации членам экипажа ВС. Звуковые и тактильные сигналы, а также речевые сообщения должны использоваться совместно с визуальными сигнализаторами.

      1346. Аварийная сигнальная информация должна включать сигнал сильного привлекающего действия. При этом должно использоваться не менее двух видов сигнальных средств, воздействующих на разные рецепторы члена экипажа.

      1347. Аварийная сигнальная информация должна восприниматься не менее чем двумя членами экипажа. При этом аварийные светосигнальные устройства должны устанавливаться на рабочих местах не менее двух членов экипажа.

      1348. Аварийная сигнальная информация и, по возможности, предупреждающая сигнальная информация должны представляться в обработанном виде, освобождая экипаж от выполнения логических операций.
      Должны использоваться сигналы, характеризующие неготовность ВС к взлету при таких состояниях систем и агрегатов ВС, которые могут привести на взлете к ситуации тяжелее усложнения условий полета.
      Должна использоваться сигнализация о неготовности ВС к посадке, которая информирует экипаж, как минимум, о непосадочной конфигурации ВС.

      1349. Средства сигнализации и управление ими должны быть построены таким образом, чтобы исключить возможность таких ошибок со стороны членов экипажа, которые могут привести к невыдаче сигналов или невозможности их восприятия в случае срабатывания.
      Регулировка громкости звуковых сигналов не допускается.

      1350. Экипажу должна быть обеспечена возможность проведения контроля исправности всех входящих в систему средств сигнализации.

      1351. Должна быть обеспечена возможность прекращения выдачи сигналов сильного привлекающего действия с сохранением визуальной сигнальной информации о возникшей ситуации в случае, когда сигнальная информация опознана и воспринята, а причина ее появления не может быть устранена. При этом должен быть обеспечен автоматический возврат схемы в исходное положение для получения другого управляющего сигнала.
      Для сигнализации о выходе на эксплуатационные ограничения и критические режимы должна быть исключена возможность выключения сигналов сильного привлекающего действия.

      1352. Сигнальная информация, выдаваемая с помощью различных средств сигнализации, должна быть согласована между собой подбором текста надписей и речевых сообщений, а также с показаниями соответствующих приборов (не должна им противоречить).

      1353. Надписи и символы на светосигнальных устройствах, и тексты речевых сообщений, выдаваемые аппаратурой речевого оповещения, должны удовлетворять следующим требованиям:
      содержание выдаваемой информации должно обеспечивать однозначное восприятие экипажем характера возникшего состояния или события;
      должно быть обеспечено максимально возможное совпадение формулировок и порядка построения фразы речевого сообщения и соответствующей надписи светосигнального устройства;
      рекомендации по действиям экипажа в сложившейся ситуации должны начинаться с указания действия (например, "Управляй креном", "Выпусти шасси" и т.п.).

200. Требования к визуальным средствам сигнализации

      1354. Для световой сигнализации должно быть предусмотрено применение трех основных цветов: красного, желтого и зеленого.
      Кроме того, для выдачи информации о пролете маркеров или режимах работы функциональных систем в дополнение к указанным допускается применение сигналов белого и синего цветов на пультах этих систем.

      1355. Красный цвет световой сигнализации должен использоваться только для аварийной сигнальной информации.
      Желтый цвет рекомендуется использовать для предупреждающей сигнальной информации; зеленый для уведомляющей сигнальной информации.

      1356. Световая сигнальная информация должна быть легко различима и не должна оказывать слепящего действия на членов экипажа.

      1357. Должен обеспечиваться централизованный перевод яркости светосигнальных средств из режима "день" в режим "ночь" и обратно, осуществляемый автоматически и/или вручную.
      При этом должны быть приняты меры к исключению возможности непроизвольного перевода яркости световых сигналов в режим "ночь".
      Для аварийных световых сигналов регулировка яркости не рекомендуется.
      Допускается регулировка яркости светосигнальной информации по зонам рабочего места члена экипажа.

      1358. Аварийные световые сигналы, а также сигналы центрального сигнального огня и районирующих табло должны выдаваться в проблесковом режиме. Проблесковый режим работы световых сигналов должен осуществляться с частотой от 2 до 5 Гц.

      1359. Сигнальные надписи следует выполнять цветными буквами на темном фоне.

      1360. Если нормами летной годности требуется сигнализация отказов на лицевой части электромеханических приборов и индикаторов, то она должна обеспечиваться с помощью выпадающих сигнальных флажков (планок) или шторок, перекрывающих в этом случае часть лицевой части индикатора.

201. Требования к звуковым средствам сигнализации

      1361. Звуковые сигналы должны выдаваться в виде тональных звуковых сигналов или речевых сообщений в диапазоне звуковых частот 200-4000 Гц.
      Рекомендуется, чтобы тональный звуковой сигнал состоял не менее чем из двух разнесенных частот указанного диапазона.

      1362. Общее число тональных звуковых сигналов в кабине должно быть таким, чтобы была обеспечена возможность безошибочного восприятия характера происшедшего события или возникшего состояния.

      1363. При одновременной выдаче двух тональных звуковых сигналов должна обеспечиваться возможность их восприятия как двух раздельных сигналов, для чего при выборе частот (сочетания частот) тональных звуковых сигналов внутри указанного диапазона должно быть предусмотрено их разнесение, а также соответствующее кодирование сигналов.

      1364. Одновременная выдача речевого и тонального звуковых сигналов для сигнализации об одном событии или ситуации не допускается.

      1365. Сообщения, выдаваемые аппаратурой речевого оповещения, должны передаваться женским голосом и повторяться не менее чем два раза. При этом должна быть обеспечена возможность отключения, а также возможность повторного прослушивания сообщения при наличии сигнала от датчика.

      1366. При использовании аппаратуры речевого оповещения для выдачи сигнальных сообщений текст их не должен превышать 13 слов. При этом рекомендуется, чтобы информация начиналась сообщением о том, что произошло на борту, а затем следовала рекомендация по действиям экипажа.

202. Требования к тактильным средствам сигнализации

      1367. Тактильный сигнализатор (в случае применения его на ВС) должен использоваться для предупреждения экипажа о выходе на эксплуатационные ограничения по режиму полета. При этом тактильный сигнализатор, устанавливаемый на штурвале или колонке, должен использоваться в качестве аварийного сигнала только для сигнализации о выходе на допустимый угол атаки (а доп ) и/или положительную максимальную эксплуатационную перегрузку n y max э ).

      1368. Тактильные сигналы должны восприниматься обоими пилотами. Рекомендуется, чтобы тактильный сигнализатор обеспечивал сигнализацию требуемого направления движения штурвала управления.

      1369. Тактильная сигнализация не должна вызывать болезненных ощущений.

203. Вспомогательный газотурбинный двигатель

      1370. В главах 203 - 235 изложены требования к вспомогательным газотурбинным двигателям. Выполнение этих требований является обязательным для обеспечения летной годности вспомогательного газотурбинного двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Примечание. Требования глав 203 - 235 не распространяются на турбокомпрессорные стартеры.

      1371. Соответствие вспомогательного газотурбинного двигателя требованиям глав 203 - 235 должно устанавливаться на основании анализа технической документации, расчетов, стендовых, наземных и летных испытаний, а также на основе анализа опыта эксплуатации:
      1) при сертификации вспомогательного газотурбинного двигателя "до установки на ВС" - в объеме требований настоящей главы;
      2) при сертификации ВС - в объеме требований. На этом этапе сертификации засчитываются положительные результаты той части летных испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя при сертификации "до установки на ВС", которая удовлетворяет требованиям, изложенным в настоящей главе;
      3) при контроле серийно выпускаемых и ремонтных вспомогательных газотурбинных двигателей - в объеме требований.

      1372. В технической документации на вспомогательный газотурбинный двигатель должны быть представлены Руководство по технической эксплуатации, основные данные и ожидаемые условия эксплуатации. Указанные сведения составляют официальный статус вспомогательного газотурбинного двигателя при его испытаниях, сертификации и эксплуатации. Ожидаемые условия эксплуатации должны являться основой для составления программ испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя и его деталей, подтверждающих соответствие вспомогательного газотурбинного двигателя требованиям глав 203 - 235.

      1373. Расчеты характеристик и испытания вспомогательного газотурбинного двигателя, элементов его конструкции и агрегатов для определения летной годности в ожидаемых условиях эксплуатации должны производиться для атмосферных условий. Характеристики вспомогательного газотурбинного двигателя в полете до высоты 4500 метров должны указываться с поправкой на влажность при высокой температуре.

      1374. Применение на вспомогательном газотурбинном двигателе готовых изделий должно согласовываться с изготовителями этих изделий с учетом условий их работы на вспомогательном газотурбинном двигателе.

      1375. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен предъявляться на сертификацию:
      1) полностью укомплектованным агрегатами, системами, коммуникациями и датчиками;
      2) с комплектом технической документации, необходимой для эксплуатации и технического обслуживания вспомогательного газотурбинного двигателя;
      3) с комплектами бортового инструмента, приспособлений, контрольно-измерительной и диагностической аппаратуры, обеспечивающими выполнение технического обслуживания, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания вспомогательного газотурбинного двигателя;
      4) с комплектами запасных агрегатов, деталей и расходных материалов, необходимых для выполнения технического обслуживания в соответствии с Регламентом технического обслуживания.

      1376. Агрегаты и системы вспомогательного газотурбинного двигателя, потребляющие электроэнергию, должны соответствовать требованиям.

      1377. Опредения. Вспомогательный газотурбинный двигатель - газотурбинный двигатель со всеми размещенными на нем для обслуживания ВС агрегатами, устанавливаемый на борту ВС, являющийся источником сжатого воздуха и электрической энергии и не предназначенный для сообщения движущей силы воздушному судну.

      1378. Опытный вспомогательный газотурбинный двигатель вспомогательный газотурбинный двигатель, не проходивший государственные испытания.
      Примечание. Государственные испытания вспомогательного газотурбинного двигателя - испытания опытного вспомогательного газотурбинного двигателя, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия вспомогательного газотурбинного двигателя требованиям нормативно-технической документации и настоящих Норм, определяющим сертификацию вспомогательного газотурбинного двигателя "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности.

      1379. Серийный вспомогательный газотурбинный двигатель - вспомогательный газотурбинный двигатель, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции, применяемым материалам вспомогательного газотурбинного двигателя, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности.

      1380. Модифицированный вспомогательный газотурбинный двигатель - вспомогательный газотурбинный двигатель, являющийся развитием серийного вспомогательного газотурбинного двигателя, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность.

      1381. Ремонтный вспомогательный газотурбинный двигатель - серийный вспомогательный газотурбинный двигатель, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса.

      1382. Максимальный режим - установившийся режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя на земле и в полете, характеризуемого максимальной величиной отбираемой эквивалентной воздушной и электрической мощности в течение ограниченного времени.

      1383. Максимальный длительный режим - установившийся режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя, характеризуемого наибольшей величиной отбираемой эквивалентной воздушной и электрической мощностей, допускаемыми Руководством по технической эксплуатации без ограничений времени работы.

      1384. Эквивалентная воздушная мощность вспомогательного газотурбинного двигателя - мощность, которую может развивать отбираемый от вспомогательного газотурбинного двигателя сжатый воздух при его адиабатическом расширении до атмосферного давления.

      1385. Электрическая мощность вспомогательного газотурбинного двигателя - электрическая мощность, отбираемая от электрогенераторов вспомогательного газотурбинного двигателя для самолетных приемников электрической энергии.

      1386. Режим холостого хода - установившийся режим, при котором вспомогательный газотурбинный двигатель работает без отбора мощности.

      1387. Режим малого газа - установившийся режим с минимальной частотой вращения ротора турбокомпрессора, при которой обеспечивается устойчивая работа вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1388. Нормальный запуск - переменный процесс раскрутки ротора (роторов) вспомогательного газотурбинного двигателя от неподвижного состояния (или режима авторотации) до достижения режима малого газа или холостого хода с сохранением времени запуска и других параметров в пределах, установленных технической документацией.

      1389. Ложный запуск - раскрутка ротора вспомогательного газотурбинного двигателя пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания.

      1390. Холодный запуск - нормальный запуск, осуществляемый не ранее чем через два часа после выключения вспомогательного газотурбинного двигателя или через другой, установленный технической документацией, промежуток времени.

      1391. Горячий запуск - нормальный запуск, осуществляемый не позже, чем через 15 минут после выключения работающего вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1392. Максимальный допустимый крутящий момент (применительно только к вспомогательному газотурбинному двигателю со свободной турбиной) - максимальный крутящий момент, приложение которого в течение 20 секунд не приводит к опасным последствиям для вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1393. Максимальная частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя частота вращения ротора на максимальном или максимальном длительном режиме, если максимальный режим не предусмотрен Руководством по технической эксплуатации.

      1394. Максимально допустимая частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации частота вращения ротора, при превышении которой вспомогательный газотурбинный двигатель автоматически выключается.

      1395. Температура газа (в одном из сечений газовоздушного тракта вспомогательного газотурбинного двигателя) - среднемассовая температура заторможенного потока газа (в этом сечении).

      1396. Отказы вспомогательного газотурбинного двигателя с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
      1) разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпуса вспомогательного газотурбинного двигателя (нелокализованные разрушения);
      2) нелокализованные пожары вспомогательного газотурбинного двигателя;
      3) отказы, вызывающие повышение в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций;
      4) отказы, приводящие к невозможности использования вспомогательного газотурбинного двигателя в полете в аварийной ситуации.

      1397. Ожидаемые условия эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя включают указанные ниже параметры (режимы) полета, параметры состояния и воздействия на вспомогательный газотурбинный двигатель внешней среды и эксплуатационные факторы, а также их изменение в течение эксплуатационного цикла. Эксплуатационный цикл вспомогательного газотурбинного двигателя должен включать в себя ожидаемые установившиеся режимы работы и переменные процессы во вспомогательном газотурбинном двигателе (запуск, режимная работа и останов на земле перед полетом и после посадки ВС; запуск, режимная работа и останов в полете, если это требуется), а также все режимы при проведении работ по техническому обслуживанию, отнесенные к одному эксплуатационному циклу.

      1398. Параметры (режимы) полета:
      1) высота полета;
      2) скорость (число М) полета;
      3) углы наклона осей вспомогательного газотурбинного двигателя и пространстве;
      4) перегрузки.

      1399. Параметры состояния и воздействия на вспомогательный газотурбинный двигатель окружающей среды:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) направление и скорость ветра;
      3) электрические воздействия;
      4) размеры, масса и скорость птиц, кусков льда, града, воды (дождя), попадающих на вход в вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1400. Эксплуатационные факторы:
      1) ресурсы вспомогательного газотурбинного двигателя (в часах и эксплуатационных циклах), срок службы (календарное время);
      2) режимы работы двигателя, число и последовательность выходов на эти режимы за один эксплуатационный цикл и допустимая непрерывная и общая продолжительность работы на определенных режимах (в том числе на режиме авторотации, если он возможен), а также сведения о переменных процессах;
      3) характеристика профиля полета;
      4) область запусков по высоте и скорости полета;
      5) величина отбора воздуха и мощности;
      6) потери полного давления в самолетном воздухозаборнике;
      7) неоднородность потока воздуха на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель;
      8) применяемые марки топлива, масла, присадок, технических жидкостей и газов;
      9) температура и давление топлива на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель;
      10) параметры энергопитания агрегатов вспомогательного газотурбинного двигателя, в том числе пускового устройства;
      11) температура в отсеке размещения вспомогательного газотурбинного двигателя с указанием характерных зон;
      12) покрытие и состояние взлетно-посадочной полосы и места стоянки ВС;
      13) периодичность и виды технического обслуживания вспомогательного газотурбинного двигателя;
      14) величины механических повреждений деталей двигателя в эксплуатации;
      15) особенности компоновки вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС, в том числе определяющие особенности технического обслуживания двигателя;
      16) загрязнение топлива механическими примесями и свободной водой (на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель).

      1401. Наработка - продолжительность эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя в наземных условиях и в полете, выраженная в часах, числе эксплуатационных циклов, числе включений и т.п.

      1402. Назначенный ресурс вспомогательного газотурбинного двигателя (деталей) - суммарная наработка вспомогательного газотурбинного двигателя (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния.
      Примечание. В пределах назначенного ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно назначенного ресурса вспомогательного двигателя (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного техническими условиями на вспомогательный двигатель. Временно назначенный ресурс вспомогательного двигателя устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, обязательная замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно назначенного ресурса вспомогательного двигателя его эксплуатация может быть продолжена.

      1403. Основные детали, разрушение или последствия разрушения которых могут привести к опасным для ВС последствиям. Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки вспомогательного газотурбинного двигателя и эксплуатации его прототипов.

      1404. Ресурс вспомогательного двигателя до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта.
      Примечание. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного техническими условиями, на вспомогательный газотурбинный двигатель. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных в Регламенте технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей.

      1405. Осредненный эксплуатационный цикл (эксплуатационный цикл) изменение по времени давления и температуры воздуха на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель, изменение частоты вращения роторов и других параметров, характеризующих режимы работы вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС. Эксплуатационный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых циклов работы вспомогательного газотурбинного двигателя в наземных условиях на ВС и в полете с использованием данных о фактических условиях работы вспомогательного двигателя в эксплуатации.
      Испытательный цикл - изменение по времени частот вращения роторов, положений регулирующих органов и условий на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в эксплуатационных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации.

      1406. Установившийся режим - режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя, при котором его параметры не изменяются во времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации).

      1407. Переменный процесс - процесс изменения во времени параметров вспомогательного газотурбинного двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, переход с одного режима на другой режим, останов и др.).

204. Конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя

      1408. Общие требования. Конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям настоящей главы.

      1409. Вспомогательный газотурбинный двигатель вместе с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного ресурса и срока службы отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час налета ВС как события, практически невероятные. Подтверждение выполнения этого требования должно проводиться на основе анализа конкретной схемы и реальной конструкции, материалов статистической оценки надежности подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатов испытаний данной конструкции.

      1410. При ожидаемых условиях - эксплуатации вспомогательного двигателя как на установившихся режимах, так и при переменных процессах, допускаемых конструкцией вспомогательного двигателя и его автоматики, и при резком (в течение 0,5 - 1 секунды) уменьшении или прекращении отбора воздуха с его максимальной величины в вспомогательном двигателе не должен возникать помпаж компрессора. Помпаж, возникающий в полете в результате непредвиденных факторов (например, появления маловероятной неисправности вспомогательного двигателя, возможные ошибки экипажа и т.п.), не должен приводить к отказам вспомогательного двигателя с опасными последствиями.

      1411. Вспомогательный двигатель должен быть защищен от недопустимого повышения температуры газа в случае разгерметизации системы отбора воздуха, а также от недопустимого превышения частоты вращения роторов в случае быстрого прекращения отбора мощности в аварийных случаях.

      1412. Как работающий, так и неработающий вспомогательный двигатель в полете должен выдерживать вибрации и перегрузки, оговоренные в технической документации.

      1413. Допустимая частота вращения ротора вспомогательного газотурбинного двигателя при авторотации в полете и перед запуском (на земле и в полете) должна быть указана в технической документации.
      Примечание. Если на вспомогательном двигателе обратная авторотация ротора не допускается, то это должно быть указано в технической документации.

      1414. В технической документации должны быть оговорены требования по потерям давления во входных и выходных каналах, допустимым пульсациям давления и подогреву воздуха, неравномерностям полей давлений и температур на входе во вспомогательный двигатель, при которых гарантируется его нормальная работа.

      1415. Должен быть проведен анализ причин и последствий функциональных отказов вспомогательного газотурбинного двигателя с учетом истории доводки вспомогательного двигателя и опыта эксплуатации его прототипа или аналога. По отказам, которые могут иметь опасные последствия, должно быть показано, что в конструкции, технологии изготовления и документации по техническому обслуживанию вспомогательного двигателя предусмотрены специальные меры:
      1) по предотвращению таких отказов;
      2) по своевременному выявлению и устранению дефектов и повреждений вспомогательного двигателя, которые могут привести к возникновению отказов с опасными последствиями.
      При таком анализе отказов должно быть показано выполнение требований.

      1416. Должна обеспечиваться взаимозаменяемость вспомогательного газотурбинного двигателя в их ожидаемых компоновках на ВС. При этом допускается перестановка отдельных агрегатов или других элементов конструкции вспомогательного двигателя.

      1417. Детали вспомогательного газотурбинного двигателя, отказ которых может создать опасные последствия, должны маркироваться так, чтобы можно было, используя техническую документацию, получить необходимые сведения об изготовлении этих деталей. В технической документации на изготовление этих деталей должен предусматриваться повышенный объем их контроля.

      1418. Противопожарная защита вспомогательного газотурбинного двигателя.
      На вспомогательном двигателе должны быть предусмотрены:
      1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
      2) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на вспомогательном двигателе, где возможно их возгорание;
      3) устройства экстренного выключения вспомогательного двигателя.
      На вспомогательном двигателе должны быть выполнены огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
      1) элементы органов управления выключением двигателя;
      2) трубопроводы или емкости (баки), содержащие топливо, масло или их пары;
      3) электропровода системы управления органами средств выключения двигателя и других систем, которые признаны необходимыми для обеспечения контроля за вспомогательным двигателем во время пожара и после пожара;
      4) воздухопроводы, разрушение которых от действия высоких температур при пожаре может привести к подаче воздуха в отсек размещения вспомогательного газотурбинного двигателя.
      В компоновке вспомогательного двигателя должны быть предусмотрены:
      1) размещение агрегатов масляной и топливной систем, по возможности, вне горячей части вспомогательного двигателя;
      2) отвод воздуха из полостей суфлирования масляной системы не в отсек размещения вспомогательного двигателя, а в атмосферу.

205. Прочность

      1419. Статические и динамические напряжения, деформация и нагрузки в деталях вспомогательного двигателя, а также вибрации в местах его подвески к ПС и крепления агрегатов не должны при данных особенностях конструкции, используемых материалах и принятой технологии изготовления превышать значения, установленные с учетом опыта эксплуатации и результатов специальных испытаний.

      1420. Обрыв рабочей лопатки компрессора или турбины, а также вторичные явления, возникающие в результате ее обрыва (разрушение других лопаток, увеличение дисбаланса ротора, местное повышение температуры и т.д.), не должны вызывать опасных последствий.

      1421. Диски роторов вспомогательного газотурбинного двигателя, для которых при их разрушении не обеспечена локализация обломков внутри корпусов вспомогательного двигателя, должны обладать достаточной прочностью, чтобы противостоять не только максимальным эксплуатационным, но и возможным в ожидаемых условиях эксплуатации повышенным механическим и тепловым нагрузкам.

      1422. Элементы роторов, не удерживаемые при разрушении корпусами вспомогательного двигателя (диски, валы), должны подвергаться неразрушающему контролю на всех этапах производства согласно указаниям технологической документации, в том числе контролю механических свойств материала на образцах, вырезанных из прибыльной части каждой заготовки.

      1423. Путем анализа отказов и при необходимости соответствующими испытаниями должно быть показано, что разрушение валов турбины или компрессора, их расцепление и смещение относительно прилегающих деталей либо не приводит к отказам с опасными последствиями, либо практически невероятно.

206. Материалы

      1424. Материалы, применяемые для изготовления вспомогательного газотурбинного двигателя, должны удовлетворять требованиям пункта 1419.

      1425. Выбор материалов для деталей проточной части компрессоров из титановых сплавов должен производиться с учетом требований. Для новых материалов на основе титана специальными испытаниями на образцах или элементах конструкции вспомогательного газотурбинного двигателя должно быть подтверждено отсутствие их самоподдерживающегося горения (пункт 1419).

207. Технология

      1426. Технология производства вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям.

208. Ресурсы

      1427. Конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя должна в течение определенного времени эксплуатации (назначенного ресурса) выдерживать без разрушений, угрожающих безопасности полета, воздействие повторяющихся в эксплуатации нагрузок.
      При сертификации вспомогательного двигателя "до установки на ВС" устанавливаются начальный назначенный ресурс вспомогательного газотурбинного двигателя (его основных деталей) и начальный ресурс вспомогательного двигателя до первого капитального ремонта в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      1428. Ресурсы подтверждаются испытаниями вспомогательного двигателя и его основных деталей.

      1429. Ресурсы агрегатов и комплектующих изделий устанавливаются на основании их испытаний в системе вспомогательного двигателя, а также автономных испытаний на специальных установках.

209. Надежность

      1430. При использовании в аварийных ситуациях вероятность незапуска вспомогательного газотурбинного двигателя в полете, а также вероятность его выключения после запуска в полете не должны превышать 10 -4 .

      1431. В случаях если суммарная наработка вспомогательного двигателя (в часах или по числу запусков) недостаточна для подтверждения требования, надежность вспомогательного газотурбинного двигателя подтверждается расчетом по экспериментально определенным показателям безотказности элементов и (или) функциональных систем вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Определение показателей безотказности элементов вспомогательного двигателя должно производиться по сумме наработки и отказов в автономных испытаниях элементов и при их работе в системе вспомогательного двигателя при ресурсных стендовых и при летных испытаниях.

210. Топливная система вспомогательного газотурбинного двигателя

      1432. Топливная система вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям пункта 1408.

      1433. Топливо должно подаваться к форсункам насосом (насосами) высокого давления, приводимым от вспомогательного газотурбинного двигателя (или другого энергетического устройства). Полная производительность насоса должна быть не менее максимальной потребной для нормальной работы вспомогательного газотурбинного двигателя при максимальном предусмотренном технической документацией отборе мощности во всех ожидаемых условиях эксплуатации. При наличии двух насосов каждый из них должен иметь независимый привод; отказ одного насоса не должен влиять на привод или характеристики другого насоса.

      1434. Во всасывающей магистрали основного топливного насоса (насосов) высокого давления должен устанавливаться фильтр с пропускной способностью и тонкостью очистки согласно требованиям пункта 1418.

      1435. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен запускаться и работать на тех же топливах, что и маршевые двигатели.

      1436. Конструкция топливных фильтров должна обеспечивать:
      1) требуемый расход топлива через перепускной предохранительный клапан в случае засорения фильтрующего элемента механическими примесями или льдом, образующимся в результате замерзания воды, содержащейся в топливе. Фильтр должен оборудоваться сигнализатором максимального перепада давления на фильтре;
      2) необходимую степень фильтрации в течение максимальных сроков, предусмотренных для осмотров и очистки фильтров, при работе на топливе с заданным уровнем загрязнения механическими примесями и свободной водой.

211. Масляная система вспомогательного газотурбинного двигателя

      1437. Агрегаты и элементы масляной системы должны удовлетворять требованиям пункта 1409.

      1438. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен работать на тех же марках масел, что и маршевые двигатели.

      1439. Потребный запас масла в баке при заполненной системе должен определиться суммой:
      1) количества масла, расходуемого за полет в соответствии с часовым расходом масла, указанным в технической документации, но не менее шестикратного часового расхода;
      2) минимального допустимого количества масла, необходимого для обеспечения стабильной циркуляции масла через вспомогательный газотурбинный двигатель на всех режимах его работы;
      3) количества масла, которое должно оставаться в специальном отсеке бака для подачи к агрегатам регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя при возможных отрицательных перегрузках;
      4) количества масла, находящегося в баке ниже среза маслозаборника.

      1440. Масляный бак должен иметь:
      1) заливную горловину и устройство с краном нажимного самоконтрящегося типа для слива масла из бака;
      2) клапан для закрытой дистанционной заправки маслом под давлением с устройством, предотвращающим переполнение бака при заправке, и штуцером, имеющим стандартные размеры;
      3) легкосъемную крышку заливной горловины;
      4) съемный сетчатый фильтр в заливной горловине с тонкостью фильтрации 0,2 мм;
      5) устройство для измерения количества масла в баке и средства сигнализации минимально допустимого уровня масла в баке;
      6) незаполняемый маслом (расширительный) объем не менее 20% объема бака;
      7) конструкцию, исключающую возможность скопления в заливной горловине и вблизи нее остатков масла после заправки;
      8) трафарет вблизи заливной горловины с указанием емкости бака и словом "масло";
      9) устройство, обеспечивающее поступление масла в вспомогательный двигатель и суфлирование внутренней полости при перегрузках и эволюциях, возможных в ожидаемых условиях эксплуатации, если не допускается кратковременная работа вспомогательного газотурбинного двигателя без подачи масла.

212. Система охлаждения

      1441. Система охлаждения вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям главы 204.

213. Система регулирования и управления

      1442. Система регулирования и управления вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям пункта 1408.

      1443. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен быть оснащен системой автоматического регулирования и управления, которая должна обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации выполнение следующих функций:
      1) запуск и выключение вспомогательного газотурбинного двигателя;
      2) автоматическое поддержание регулируемых параметров в соответствии с заданной программой регулирования при заданной точности на всех режимах и при возможных изменениях внешних условий и температуры рабочего тела, применяемого в регулирующих устройствах;
      3) плавный переход с режима на режим с изменением регулируемых параметров в пределах, оговоренных в технической документации;
      4) прямое или косвенное ограничение предельных параметров вспомогательного газотурбинного двигателя (температуры газа, частоты вращения и др.).

214. Система запуска

      1444. Система запуска вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям пункта 1408.

      1445. Система запуска должна быть автоматизированной и удовлетворять следующим требованиям:
      1) включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер и т.п.);
      2) обеспечивать автоматический процесс нормального запуска до выхода вспомогательного газотурбинного двигателя на режим холостого хода (малого газа) без выполнения каких-либо дополнительных ручных операций;
      3) автоматически отключаться и автоматически подготавливаться к следующему запуску.

215. Система отбора воздуха

      1446. Система отбора воздуха должна удовлетворять требованиям пункта 1408.

216. Противообледенительная система

      1447. Противообледенительная система вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям. Противообледенительная система на вспомогательном двигателе может не применяться, если будет показано, что при ожидаемых компоновках вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС в ней нет необходимости.

217. Система защиты от перегрева турбины

      1448. На вспомогательном газотурбинном двигателе должна быть предусмотрена автоматическая система защиты от перегрева турбины. Система должна обеспечивать сохранение работоспособного состояния вспомогательного двигателя, не допуская его работы с температурой газа, превышающей допустимое значение.
      Превышение допустимого значения температуры газа должно исключаться автоматическим переводом вспомогательного газотурбинного двигателя на пониженный режим или его выключением.

      1449. Допускается отключение автоматической системы, если защита от перегрева турбины в этом случае обеспечена другими средствами или способами и это оговорено в Руководстве по технической эксплуатации.

218. Камера сгорания вспомогательного газотурбинного двигателя

      1450. Камера сгорания вспомогательного газотурбинного двигателя должна удовлетворять требованиям пункта 1408.

219. Гидроприводы

      1451. Гидроприводы, устанавливаемые на вспомогательном газотурбинном двигателе, должны удовлетворять требованиям пункта 1408.

220. Агрегаты и их приводы

      1452. Агрегаты вспомогательного газотурбинного двигателя и их приводы должны удовлетворять требованиям пункта 1408, а электрические генераторы переменного и постоянного тока - требованиям главы 165.

221. Аппаратура контроля и сигнализации

      1453. На вспомогательном газотурбинном двигателе в соответствии с действующей нормативно-технической документацией должна быть установлена аппаратура контроля, обеспечивающая проверку исправности вспомогательного газотурбинного двигателя и прогнозирование его технического состояния. Перечень контролируемых параметров должен быть указан в Руководстве по технической эксплуатации.

      1454. Вспомогательный газотурбинныйо двигатель должен быть оснащен средствами обнаружения механических повреждений для выявления отказов на ранних стадиях их развития и определения технического состояния вспомогательного двигателя в эксплуатации. Эти средства должны включать:
      1) магнитные пробки в масляной системе и удобно расположенные сливные краны периодического отбора масла для анализа на содержание в нем железа и других металлов;
      2) устройства (окна, люки) для периодического осмотра деталей газовоздушного тракта с помощью оптических, ультразвуковых, вихретоковых и других приборов зондового типа.
      Примечание. Количество и размещение окон и люков должно быть выбрано так, чтобы была обеспечена возможность оценки состояния рабочих лопаток ступеней компрессора, турбины, поверхности камеры сгорания и других элементов конструкций по перечню, указанному в Руководстве по технической эксплуатации;
      3) датчики для контроля технического состояния и обнаружения возможных отказов вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Примечание. Соответствующий перечень датчиков должен быть представлен в Руководстве по технической эксплуатации.

      1455. Датчики должны размещаться на вспомогательном двигателе так, чтобы:
      1) точки отбора давления находились в напорном участке магистрали после фильтра, если последний предусмотрен в системе;
      2) точки отбора параметра для его измерения и воздействия на рейдирующие устройства находились на участке тракта, обеспечивающем равноценное воздействие на измерительные и регулирующие устройства;
      3) электрические провода датчиков были надежно защищены от возможных повреждений и размещались в безопасных от повреждения местах на вспомогательном газотурбинном двигателе.

      1456. Вблизи каждого ответвления магистрали к контрольноизмерительным приборам рекомендуется предусматривать устройства, ограничивающие утечку жидкости в случае разрушения трубопроводов.

      1457. Должен быть представлен перечень аппаратуры и приборов, необходимых для контроля, регулирования и управления вспомогательным газотурбинным двигателем. Должны быть также указаны потребные пределы точности измерений этой аппаратурой и приборами. Соответствующим образом должны учитываться разрешающая способность и точность аппаратуры и приборов, зависящие от их размеров и др.

      1458. На вспомогательном газотурбинном двигателе должны быть установлены датчики измерения следующих параметров:
      1) частоты вращения роторов;
      2) температуры газа;
      3) температуры масла на входе (или выходе) вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Примечание. На вспомогательном газотурбинном двигателе могут осуществляться дополнительные измерения параметров, которые признаны необходимыми. В вспомогательном двигателе должно быть предусмотрено устройство для объективного учета его наработки.

      1459. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен быть оборудован устройствами, необходимыми для сигнализации:
      1) минимального давления масла;
      2) минимального остатка масла в масляном баке;
      3) максимального допустимого перепада давления топлива на топливном фильтре;
      4) максимальной допустимой частоты вращения ротора (роторов);
      5) превышения максимальной температуры газа;
      6) превышения допустимого уровня вибраций.
      Примечание. Могут устанавливаться также другие сигнализаторы, если это будет признано необходимым.

      1460. В Руководстве по технической эксплуатации должны быть включены рекомендации по действиям экипажа при срабатывании средств сигнализации, установленных на вспомогательном двигателе.

222. Трубопроводы, разъемы, соединения

      1461. Трубопроводы, разъемы и соединения, применяемые на вспомогательном газотурбинном двигателе, должны удовлетворять требованиям пункта 1408.

223. Испытания вспомогательного газотурбинного двигателя при
сертификации "до установки на ВС"

      1462. Общие требования к стендовым испытаниям. При сертификации "до установки на ВС" вспомогательный газотурбинный двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие стендовые испытания:
      1) специальные испытания;
      2) 150-овые испытания;
      3) испытания по установлению ресурсов.

      1463. Для оценки результатов всех стендовых испытаний при сертификации вспомогательного двигателя следует учитывать историю доводки вспомогательного двигателя.

      1464. При испытаниях в необходимых сочетаниях должны измеряться следующие параметры:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) давление заторможенного потока воздуха на входе во вспомогательный двигатель;
      3) температура заторможенного потока воздуха на входе во вспомогательный двигатель;
      4) частоты вращения роторов турбокомпрессора и свободной турбины (если она имеется);
      5) давление и температура заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
      6) температура заторможенного потока газа за турбиной;
      7) расход топлива;
      8) расход отбираемого и перепускаемого воздуха;
      9) давление и температура отбираемого от вспомогательного двигателя воздуха;
      10) давление и температура топлива на входе в вспомогательный двигатель;
      11) давление топлива перед форсунками топливного коллектора;
      12) давление масла в масляной системе вспомогательного двигателя;
      13) температура масла на входе в вспомогательный двигатель;
      14) температура масла на выходе из вспомогательного двигателя;
      15) прокачка масла;
      16) расход масла;
      17) вибрация корпусов вспомогательного газотурбинного двигателя;
      18) положение регулируемых элементов компрессора вспомогательного двигателя;
      19) ток нагрузки электрогенераторов;
      20) напряжение на клеммах электрогенераторов;
      21) давление охлаждающего воздуха перед электрогенераторами;
      22) температура охлаждающего воздуха до и после электрогенераторов;
      23) температура щеток и корпусов электрогенераторов.
      Примечание. В зависимости от особенностей вспомогательного газотурбинного двигателя, его систем или вида испытаний указанный перечень измеряемых параметров может изменяться.

      1465. Компоновка вспомогательного двигателя для 150-часовых стендовых испытаний и ресурсных испытаний должна полностью совпадать с компоновкой вспомогательного газотурбинного двигателя для государственных испытаний. Идентичность компоновки вспомогательного двигателя для специальных испытаний с компоновкой вспомогательного газотурбинного двигателя для государственных испытаний должна выдерживаться, по крайней мере, по тем элементам конструкции, которые могут оказать влияние на проверяемые характеристики или свойства вспомогательного газотурбинного двигателя и его элементов.
      150-часовые стендовые испытания вспомогательного двигателя должны проводиться с воздухозаборником вспомогательного двигателя, если он предусмотрен его конструкцией. Специальные испытания, при которых должно учитываться влияние отсека расположения вспомогательного газотурбинного двигателя на его параметры, устойчивость работы компрессора/вибрационные напряжения лопаток, должны проводиться с воспроизведением ожидаемых полетных возмущений потока воздуха на входе в компрессор (в имитаторе отсека). Испытания должны проводиться со штатным выходным устройством. В тех случаях, когда это необходимо, разрешается применение выходного устройства иной конструкции.

      1466. Искусственные средства увлажнения атмосферного воздуха, поступающего в компрессор вспомогательного газотурбинного двигателя, не должны применяться, за исключением специально оговоренных случаев.

      1467. В испытаниях должны применяться топливо и масло, указанные в технической документации на вспомогательный двигатель. Стендовые системы питания вспомогательного газотурбинного двигателя топливом и маслом должны быть оборудованы фильтрами, обеспечивающими тонкость очистки топлива и масла, предусмотренную штатными для вспомогательного газотурбинного двигателя средствами.

      1468. Если ожидается применение вспомогательного газотурбинного двигателя на нескольких типах ВС, маршевые двигатели которых используют неодинаковые марки топлива и масла, то все специальные стендовые испытания вспомогательного двигателя могут проводиться на одних марках топлива и масла. Работа вспомогательного газотурбинного двигателя на других марках топлива и масла должна проверяться длительными испытаниями, а также специальными испытаниями, признанными необходимыми, исходя из физикохимических свойств топлива и масла.

      1469. При указанных испытаниях должны быть установлены все предназначенные для вспомогательного газотурбинного двигателя регуляторы, если в требованиях к конкретным испытаниям не оговорено иное. Элементы настройки регуляторов должны быть отрегулированы перед каждым испытанием. Регулировка не должна изменяться до окончания данного испытания и выполнения всех проверок.

      1470. Компоновка всех систем стенда (размеры и конфигурация трубопроводов, характеристики электрических проводов, схема фильтрации, емкости систем и др.) при испытаниях должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации вспомогательного двигателя, зависящих от этих элементов.

      1471. В процессе 150-часовых испытаний, регламентируемых, разрешаются только нормальное обслуживание и мелкий ремонт вспомогательного газотурбинного двигателя. Если, в виде исключения, признано допустимым прибегнуть к значительному ремонту или замене деталей, то должны быть проведены дополнительные испытания. Содержание и условия этих дополнительных испытаний устанавливаются в зависимости от характера и объема проведенных ремонтных работ или замены деталей.
      Примечание. В тех случаях, когда внутри вспомогательного газотурбинного двигателя скапливаются пыль и грязь из окружающей испытательный стенд среды, может быть допущена промывка тракта вспомогательного двигателя на некоторых этапах 150-часового испытания, но без разборки вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1472. Измеренные при испытаниях вспомогательного газотурбинного двигателя параметры, значения которых зависят от атмосферных условий, для сравнения с заявленными данными должны быть приведены к стандартной атмосфере.

      1473. Измеренные при испытаниях вспомогательного газотурбинного двигателя величины:
      1) расхода воздуха через вспомогательный двигатель и расхода отбираемого воздуха;
      2) частоты вращения ротора турбины компрессора и частоты вращения дополнительного компрессора, приводимого от свободной турбины (если она имеется);
      3) давления отбираемого воздуха;
      4) температуры отбираемого воздуха и температуры газа за турбиной;
      5) часового расхода топлива;

      1474. Различия в типах вспомогательного газотурбинного двигателя, системах их регулирования, конструкциях стендов и поправки на формулы подобия для конкретных вспомогательных газотурбинных двигателей могут внести коррективы в методику приведения измеренных величин к условиям стандартной атмосферы. Для приведения могут быть также использованы номограммы или графики приведения, рассчитанные и построенные с учетом типов вспомогательного газотурбинного двигателя, систем их регулирования и конструкций стендов.

      1475. Если в результате любого из испытаний или в результате проведенного модифицирования в конструкцию вводится какое-либо изменение, то все уже законченные испытания, на которые может повлиять введенное изменение, должны быть повторены.

      1476. После завершения специальных испытаний, регламентируемых главой 224 настоящих Норм вспомогательный газотурбинный двигатель, на которых они проводились, и их агрегаты, относящиеся к этим испытаниям, должны быть подвергнуты дефектации в объеме, указанном в программе или методике испытаний.

224. Специальные стендовые испытания

      1477. Вспомогательный газотурбинный двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие специальные испытания:
      1) по проверке корпусов вспомогательного двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность;
      2) по определению вибрационных характеристик вспомогательного двигателя;
      3) по проверке работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания");
      4) по проверке вспомогательного двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости;
      5) по определению последствий разрушения лопаток компрессора и турбины вспомогательного двигателя;
      6) по проверке эффективности противообледенительной системы вспомогательного двигателя;
      7) по проверке пусковых свойств вспомогательного двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха;
      8) по проверке работоспособности вспомогательного двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов;
      9) по проверке роторов вспомогательного двигателя на прочность;
      10) по проверке роторов вспомогательного двигателя при повышенной температуре газа перед турбиной;
      11) по проверке работоспособности вспомогательного двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте;
      12) по проверке топливной системы и системы автоматического регулирования вспомогательного двигателя;
      13) по проверке работоспособности вспомогательного двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора;
      14) по проверке прочности редукторов вспомогательного двигателя;
      15) по проверке прочности валов вспомогательного двигателя;
      16) по проверке высотного запуска вспомогательного двигателя в термобарокамере;
      17) по проверке средств защиты вспомогательного двигателя при помпаже;
      18) по проверке системы защиты от перегрева турбины;
      19) по термометрированию основных элементов конструкции вспомогательного двигателя;
      20) по проверке элементов гидравлических и пневматических коммуникаций вспомогательного двигателя на герметичность и прочность;
      21) по проверке работоспособности камеры сгорания вспомогательного двигателя;
      22) по определению характеристик масляной системы вспомогательного двигателя;
      23) по определению высотно-скоростных характеристик вспомогательного двигателя;
      24) по проверке подшипниковых опор роторов вспомогательного двигателя;
      25) по проверке уровня контролепригодности вспомогательного диигателя.
      Все испытания должны проводиться по программам, разработанным для каждого конкретного вспомогательного двигателя, и могут выполняться как на вспомогательном двигателе, предъявляемом на 150-часовые испытания, так и на другом экземпляре вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1478. Испытания корпусов вспомогательного газотурбинного двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность должны проводиться в соответствии с требованиями.

      1479. Определение вибрационных характеристик вспомогательного двигателя.

      1480. Проверка работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания").
      "Горячие испытания" необходимо проводить, если в условиях нормальной эксплуатации максимальные значения температуры газа могут более чем на 20 о С и частоты вращения роторов ВГТД более чем на 1% превысить их значения на максимальном (максимальном длительном) режиме, полученные в ходе 150-часовых испытаний.
      Длительность "горячих испытаний" должна составлять не менее 75 часов, а суммарная наработка при максимальных возможных в эксплуатации температуре газа и частоте вращения должна быть равна суммарной наработке на максимальном и максимальном длительном режимах, установленной для 150-часовых испытаний данного вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Максимальные возможные в эксплуатации температуры газа и частоты вращения роторов следует определять по расчетным высотно-скоростным характеристикам вспомогательного газотурбинного двигателя с учетом температуры наружного воздуха, допусков на расход топлива, высоты расположения аэродромов, возможной неравномерности потока воздуха на входе в вспомогательный двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации и т.п.

      1481. Проверка вспомогательного газотурбинного двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости.
      Испытаниями на установившихся режимах и при переменных процессах (запуск, переход с малого газа на холостой ход, изменение нагрузки) должно быть показано, что в компрессоре вспомогательного газотурбинного двигателя и в дополнительном приводном компрессоре, приводимом от свободной турбины (если она есть), не возникает помпаж в ожидаемых условиях эксплуатации и обеспечивается достаточный запас газодинамической устойчивости.

      1482. Определение последствий разрушения лопаток компрессора и турбины вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с требованиями пункта 1408.

      1483. Испытания по определению последствий разрушения лопаток компрессора и турбины должны проводиться в соответствии с требованиями пункта 1408.

      1484. При испытаниях от рабочего колеса компрессора или турбины должна отделяться одна лопатка в корневом сечении при максимально возможной в эксплуатации частоте вращения. Вспомогательный газотурбинный двигателя после обрыва лопатки должен проработать при неизменном режиме загрузки в течение периода времени, установленного анализом, но не менее 15 секунд или до самовыключения.

      1485. Проверка эффективности противообледенительной системы вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка эффективности противообледенительной системы вспомогательного двигателя производится в соответствии с требованиями пункта 1408.
      Эффективность работы противообледенительной системы вспомогательного двигателя должна быть проверена на режимах:
      1) малом газе (если он имеется);
      2) холостом ходе;
      3) максимальном длительном;
      4) других установившихся режимах, указанных в программе.
      Продолжительность испытания с работающей противообледенительной системой вспомогательного двигателя в земных условиях на каждом из режимов должна составлять:
      1) 30 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 454 настоящих Норм;
      2) 5 минут в условиях обледенения, соответствующих температуре, водности и диаметру капель, указанных в пункте 455 настоящих Норм.
      Время испытаний не должно превышать времени непрерывной работы, указанного для данного режима в Руководством по технической эксплуатации.
      Примечание. Допускается проведение нескольких испытаний, каждое из которых проводится при постоянной водности, установленной для температур. Порядок и последовательность выполнения данного пункта должны указываться в программе испытаний.
      После окончания проверок двигателя на режимах малого газа и холостом ходе в диапазоне температур от минус 10 о С до 0 о С и при величине водности должна быть произведена проверка работы вспомогательного газотурбинного двигателя при изменении режимов (переходе от малого газа на холостой ход и с холостого хода на максимальный длительный и максимальный). Количество проверок должно быть указано в программе испытаний.
      Проверка работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя при запаздывании включения противообледенительной системы вспомогательного двигателя и противообледенительной системы воздухозаборника должна проводиться при стендовых испытаниях на режиме малого газа или холостого хода и других установившихся режимах, предусмотренных программой испытаний, в условиях обледенения.
      Запаздывание включения указанных противообледенительной системы относительно момента срабатывания штатных сигнализаторов обледенения должно составлять одну минуту.
      Примечание. Проверка с запаздыванием включения цротивообледенительней системы воздухозаборника не проводится, если показано, что в данной компоновке на ВС попадание во вспомогательный двигатель кусков льда, оторвавшихся от воздухозаборника, невозможно.

      1486. Проверка пусковых свойств вспомогательного газотурбинного двигателя в земных условиях при различных температурах окружающего воздуха.
      Испытаниями по проверке запуска вспомогательного газотурбинного двигателя должны быть показаны:
      1) достаточная надежность работы системы запуска вспомогательного двигателя, как от бортовых, так и от аэродромных источников питания с учетом возможных крайних отклонений в параметрах источников питания;
      2) достаточность единой регулировки топливной аппаратуры для обеспечения запуска.
      Примечание. При проверке запуска с единой регулировкой должна быть подтверждена возможность нормального запуска вспомогательного двигателя при расходах топлива, определяемых техническими условиями на топливорегулирующую аппаратуру.

      1487. Проверка работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов.
      Проверка работоспособности вспомогательного двигателя при попадании в воздухозаборник посторонних предметов должна производиться по согласованной программе с учетом требований, изложенных пунктом 1408. Испытание с забросом в воздухозаборник посторонних предметов может не проводиться, если будет доказано, что в ожидаемых условиях эксплуатации их попадание в воздухозаборник невозможно.

      1488. Проверка роторов вспомогательного газотурбинного двигателя на прочность.
      Проверка ротора и отдельных его деталей на малоцикловую усталость и длительную прочность должна производиться на вспомогательном двигателе или на специально оборудованном разгонном стенде по программам эквивалентно-циклических испытаний.

      1489. Проверка роторов вспомогательного газотурбинного двигателя при повышенной температуре газа перед турбиной.
      Проверка роторов вспомогательного двигателя при повышенной температуре газа перед турбиной должна производиться испытанием в течение 5 минут при максимальной частоте вращения и температуре газа перед турбиной, превышающей не менее чем на 45 о С максимальную температуру, соответствующую максимальному или максимальному длительному режиму, если максимальный режим на вспомогательном двигателе не предусмотрен.
      После испытания состояние деталей ротора вспомогательного двигателя должно подтвердить пригодность их для дальнейшей эксплуатации. У вспомогательного двигателя, имеющего более одного ротора, каждый ротор должен пройти испытание при соответствующей высокой температуре газа перед турбиной. Данное испытание может быть заменено испытанием или совмещено с ним, если будет показано, что условия этих испытаний по воздействию температурных и временных факторов на горячие детали турбины более жестки или, по крайней мере, эквивалентны указанным условиям.

      1490. Проверка работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя со свободной турбиной при повышенном крутящем моменте.
      Вспомогательный двигатель со свободной турбиной должен пройти испытания либо при максимальном допустимом крутящем моменте на валу свободной турбины, либо при крутящем моменте, превышающем на 3% максимальный заявленный крутящий момент (в зависимости от того, какой больше).
      Испытания при повышенном крутящем моменте могут проводиться как часть 150-часовых испытаний, регламентируемых, или как специальные стендовые испытания. Испытания можно не проводить, если представлены доказательства, полученные из других экспериментов, заменяющих эти испытания. Такие доказательства могут быть получены из результатов испытаний вспомогательного двигателя в целом или равноценных им испытаний отдельных групп его элементов.
      Испытания должны проводиться на стенде, оборудованном тормозным устройством, при работе вспомогательного газотурбинного двигателя на режиме, на котором возможно получение требуемого повышенного крутящего момента на валу свободной турбины, и при наибольшей возможной с таким крутящим моментом частоте вращения ротора свободной турбины. Если при максимальной частоте вращения не достигается повышенный крутящий момент, то испытания следует проводить при той частоте вращения, при которой возможно получение такого крутящего момента. Температура газа на входе в свободную турбину должна быть равной максимальной для максимального или максимального длительного режима в зависимости от того, на каком из указанных режимов температура газа больше, а температура масла на входе в вспомогательный двигатель должна быть установлена исходя из наиболее тяжелых условий работы подшипников свободной турбины.
      Испытания при повышенном крутящем моменте должны состоять из:
      1) непрерывной работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режиме, соответствующем примерно 75% от мощности максимального длительного режима, в течение 5 минут;
      2) работы вспомогательного газотурбинного двигателя (непрерывными циклами продолжительностью не менее 3 минут каждый на одном из режимов в течение 15 минут.
      При испытаниях должны измеряться параметры, а также температура подшипников свободной турбины.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если дефектация деталей после испытаний свидетельствует о пригодности их для дальнейшего использования.

      1491. Проверка топливной системы и системы автоматического регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка топливной системы и системы автоматического регулирования вспомогательного двигателя должна производиться в соответствии с требованиями.
      Должны быть проведены испытания, подтверждающие работоспособность топливной системы вспомогательного двигателя при указанных в технической документации тонкости очистки, максимальных и минимальных давлениях и температурах топлива на входе в вспомогательный двигатель в ожидаемых условиях эксплуатации. Должно быть показано также, что работоспособность топливной системы и системы автоматического регулирования вспомогательного двигателя сохраняется при отсутствии очистки топлива в топливном фильтре в течение времени, равного не менее половины максимальной продолжительности полета по типовому профилю. Все испытания могут проводиться на отдельных агрегатах, системах или на вспомогательном двигателе.
      Должна быть подтверждена работоспособность агрегатов системы автоматического регулирования при резком нагружении вспомогательного газотурбинного двигателя (включение электрогенераторов, отбора воздуха и др.), а также резком снятии нагрузки без недопустимого превышения, колебания или провала регулируемых параметров, определяющих работоспособность вспомогательного двигателя и его системы автоматического регулирования.

      1492. Проверка работоспособности вспомогательного газотурбинного двигателя при превышении максимальной частоты вращения ротора.
      Для подтверждения работоспособности вспомогательного двигателя, в случае возможного в эксплуатации кратковременного превышения заявленной максимальной частоты вращения ротора (роторов), должны быть проведены специальные испытания при частоте вращения, равной 103% от максимальной частоты вращения. Суммарная наработка на режиме с такой частотой вращения (103%) должна составлять 15 минут циклами по 3 минуты непрерывно, с выдержкой вспомогательного двигателя между циклами в течение 2,5 минут на режиме холостого хода.
      Испытания должны проводиться при максимальной допустимой в эксплуатации температуре газа перед турбиной и максимальной температуре входящего в вспомогательный двигатель масла. Для получения необходимой температуры газа допускается изменять, например, проходные сечения сопловых аппаратов. Если вследствие ограничений по расходу топлива необходимая частота вращения получается не при максимальной температуре газа перед турбиной, то испытания должны проводиться при самой высокой возможной температуре газа перед турбиной, обеспечивающей необходимую для испытаний частоту вращения.
      У вспомогательного газотурбинного двигателя, имеющих несколько роторов, каждый ротор проверяется с превышением соответствующей максимальной частоты вращения данного ротора.
      Результаты испытаний оцениваются положительно, если показано, что:
      1) при превышении максимальной частоты вращения ротора (роторов) отсутствуют предпосылки к отказам с опасными последствиями;
      2) дефектация деталей вспомогательного двигателя, прошедшего испытания, свидетельствует о возможности их дальнейшей эксплуатации.

      1493. Проверка прочности редукторов вспомогательного двигателя.
      Испытаниями должна быть проверена прочность элементов редукторов вспомогательного газотурбинного двигателя (пускового устройства, коробки приводов агрегатов), поломка которых может привести к отказам с опасными последствиями. Проверка прочности элементов редукторов (зубчатых передач, валов, шлицевых соединений, муфт и т.п.) должна проводиться при максимальном крутящем моменте или другой наиболее критической нагрузке, возможной в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть воспроизведено время действия указанных нагрузок в эксплуатации за ресурс.
      Если нагрузки на отдельные элементы конструкций редукторов отличаются от тех, которые действуют при максимальном крутящем моменте, то испытания должны включать дополнительные проверки с воспроизведением действия повышенных нагрузок на эти элементы в течение ресурса.
      Прочность редукторов должна быть подтверждена удовлетворительными результатами:
      1) стендовых испытаний редукторов;
      2) 150-часовых стендовых испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя;
      3) стендовых испытаний редукторов в компоновке вспомогательного газотурбинного двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Результаты испытаний признаются удовлетворительными, если у деталей редукторов после испытаний отсутствуют дефекты, препятствующие их дальнейшей эксплуатации:
      1) недопустимые износы, надиры, наклепы и другие дефекты поверхностей сопряжения;
      2) раскатка беговых дорожек, поломка сепараторов и другие недопустимые повреждения подшипников;
      3) трещины на несущих деталях конструкции;
      4) недопустимые отклонения в погрешностях основного шага и эвольвентограмме зубчатых соединений и др.

      1494. Проверка прочности валов вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Прочность валов роторов и валов приводов агрегатов должна быть определена для наиболее тяжелого режима работы валов и подтверждена на основании:
      1) исследований вибрационного состояния валов роторов;
      2) анализа результатов специальных испытаний;
      3) проверки прочности и работоспособности валов при 150-часовых стендовых испытаниях вспомогательного газотурбинного двигателя;
      4) анализа последствий отказов, наблюдавшихся в процессе доводки и опытной эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя данного типа или эксплуатации другого вспомогательного двигателя сходной конструкции.
      Вибрационная нагруженность валов роторов должна определяться тензометрированием при стендовых испытаниях вспомогательного газотурбинного двигателя во всем диапазоне режимов его работы от малого газа (или холостого хода) до максимального длительного и максимального.
      При обнаружении режимов с повышенным по условиям прочности уровнем переменных напряжений должно быть проведено испытание на усталостную прочность с целью определения предела выносливости вала.
      Испытания валов на усталость должны проводиться при совокупности нагрузок, действующих на них в полете. В отдельных случаях для испытаний может быть выбрана основная нагрузка, определяющая прочность вала. Влияние на усталостную прочность остальных нагрузок может оцениваться расчетным путем.
      Примечание 1. В тех случаях, когда это признано допустимым, поправки к значению предела выносливости материала вала на действия асимметрии цикла нагружения и температуры могут вноситься по результатам исследования образцов.
      Примечание 2. В отдельных случаях предел выносливости вала может быть оценен по результатам испытаний валов аналогичных конструкций.

      1495. Проверка высотного запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в термобарокамере.
      В термобарокамере должны быть проверены границы высотного запуска вспомогательного двигателя с единой регулировкой топливной аппаратуры, с раскруткой ротора пусковым устройством. Установление области нормального запуска должно проводиться на вспомогательном двигателе, имеющем возможно большую наработку, например, после длительных испытаний. Испытаниями должна быть подтверждена возможность нормального запуска вспомогательного двигателя при наличии достаточного запаса по пределам регулирования расхода топлива.

      1496. Проверка средств защиты вспомогательного газотурбинного двигателя при помпаже.
      Если вспомогательный двигатель оборудован системой защиты при помпаже, то испытания по проверке работы системы должны проводиться в соответствии с требованиями.

      1497. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Для подтверждения надежности срабатывания системы защиты от перегрева турбины должно быть проведено специальное испытание с имитацией превышения температуры газа перед турбиной на режимах, на которых система защиты должна вступать в работу.
      Статистикой и испытаниями должно быть показано, что ложные срабатывания системы защиты от перегрева турбины маловероятны.

      1498. Термометрирование основных элементов конструкции вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Испытания по термометрированию деталей должны проводиться в соответствии с требованиями и положениями.
      Должно быть проведено термометрирование компрессора, камеры сгорания, турбины, выходного устройства и валов для определения температуры основных деталей и оценки отсутствия опасных местных перегревов конструкции этих элементов на установившихся режимах и при переменных процессах.
      Конкретный перечень деталей, подлежащих термометрированию, устанавливается программой испытаний. Обязательному термометрированию подлежат:
      1) по компрессору - корпуса, диски и другие элементы последних ступеней (уточняется программой испытаний);
      2) по камере сгорания - кожух, стенки фронтовой части и жаровых труб;
      3) по турбине - лопатки сопловых аппаратов, кольца сопловых аппаратов, рабочие лопатки каждой ступени ротора, диски, опоры роторов турбины, детали корпуса, определяющие прочность и радиальные зазоры между корпусом и лопатками турбины. Измерение температуры деталей и температурных полей на установившихся режимах должно производиться после прогрева вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.
      Измерение температуры деталей при переменных процессах должно быть выполнено на прогретом и непрогретом вспомогательном двигателе.

      1499. Проверка элементов гидравлических и пневматических коммуникаций вспомогательного газотурбинного двигателя на герметичность и прочность.

      1500. Проверка работоспособности камеры сгорания вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Режимы работы вспомогательного двигателя, а также условия проведения испытаний с учетом профилей, высот и скоростей полета ВС должны быть указаны в программе испытаний конкретного типа вспомогательного двигателя.

      1501. Определение характеристик масляной системы вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Испытания по определению характеристик масляной системы вспомогательного двигателя должны проводиться в соответствии с требованиями и положениями.
      Испытания масляной системы должны предусматривать проведение следующих работ:
      1) определение прокачки масла и теплоотдачи в масло;
      2) проверку ухода масла из бака вспомогательного двигателя;
      3) проверку обеспеченности подачи масла в двигатель и его откачки с допустимыми давлениями и температурами, в том числе при минимальном и максимальном количестве масла в баке, допустимых по Руководству по технической эксплуатации (высотность маслосистемы);
      4) проверку достаточности объема масляного бака и запаса масла в нем для работы в течение половины времени полета максимальной продолжительности и дальности и соответствия расхода масла заданным требованиям пункта 1408;
      5) термометрирование основных деталей масляной системы и деталей вспомогательного газотурбинного двигателя, омываемых маслом;
      6) проверку отсутствия выброса масла в газовоздушный тракт вспомогательного двигателя;
      7) проверку работоспособности системы при запусках вспомогательного двигателя в условиях отрицательных температур;
      8) проверку работоспособности системы суфлирования бака при максимальном допустимом количестве масла в баке;
      9) проверку работоспособности элементов сигнализации и контроля работы масляной системы.
      Должно быть показано, что указанные характеристики масляной системы вспомогательного двигателя соответствуют заданным в технической документации.
      Примечание. В случае невозможности выполнения указанных проверок в стендовых условиях допускается проведение их при летных испытаниях на летающей лаборатории.
      Определение прокачки масла и теплоотдачи в масло должно производиться на режимах: максимальном, максимальном длительном, холостого хода (малого газа) при температурах масла, оговоренных в технической документации, при минимальном и максимальном давлениях масла.
      Прокачку масла и теплоотдачу в масло следует определять по измерениям, проведенным через 5 минут после выхода двигателя на заданный режим работы при заданной температуре и давлении масла.
      При испытаниях для определения ухода масла в вспомогательный двигатель должен быть измерен уровень масла в баке (с учетом теплового расширения масла):
      1) при запусках вспомогательного газотурбинного двигателя - до запуска и после 5 минут работы на режиме холостого хода (малом газе);
      2) при работе вспомогательного газотурбинного двигателя на основных режимах - перед выходом на режим и после 5 минут работы на режиме;
      3) в течение суток после выключения вспомогательного газотурбинного двигателя - через каждые два часа в течение первых восьми часов и через 8-10 часов в последующее время.
      Термометрирование деталей вспомогательного газотурбинного двигателя, омываемых маслом, и масляной системы должно быть проведено в следующем объеме:
      1) при работе вспомогательного газотурбинного двигателя на установившихся режимах малого газа, холостого хода, максимальном длительном и максимальном при следующих условиях:
      при максимальной температуре масла и атмосферной температуре воздуха на входе в вспомогательный двигатель;
      при температурах масла, топлива и воздуха, максимально возможных в эксплуатации.
      Примечание. При отсутствии средств подогрева воздуха на входе в вспомогательный двигатель допускается дополнительный подогрев масла или ограничение его охлаждения в масляном теплообменнике;
      2) после выключения вспомогательного газотурбинного двигателя в течение 3-5 часов от момента выключения:
      с режима малого газа и (или) холостого хода с охлаждением вспомогательного газотурбинного двигателя на данном режиме в соответствии с Руководством по технической эксплуатации перед его выключением;
      с режима малого газа и (или) холостого хода без охлаждения вспомогательного газотурбинного двигателя;
      с максимального и максимального длительного режимов без охлаждения вспомогательного двигателя (для имитации экстренного выключения).
      Предусмотренное термометрирование и измерение параметра работы вспомогательного газотурбинного двигателя следует производить:
      1) при испытаниях на каждом из режимов в течение не менее 5 минут;
      2) при испытаниях в течение одного часа после выключения непрерывно, а затем по 2-3 минуты через каждые 15-30 минут до момента, когда температура деталей, омываемых маслом, снизится до 50 о С.
      Кроме перечисленных должны измеряться следующие параметры:
      1) перепад давления на фильтроэлементе масляного фильтра;
      2) давление воздуха в масляных полостях опор роторов;
      3) перепад давления на уплотнениях масляных полостей опор роторов;
      4) температуры масла и топлива на входе в теплообменник и на выходе из него, если он предусмотрен конструкцией вспомогательного двигателя;
      5) уровень масла в масляном баке;
      6) давление воздуха в системе суфлирования.

      1502. Определение высотно-скоростных характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Испытания по определению высотно-скоростных характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя должны быть проведены с целью:
      1) подтверждения соответствия основных данных вспомогательного газотурбинного двигателя в расчетных условиях согласно технической документации;
      2) определения основных данных вспомогательного газотурбинного двигателя в диапазоне высот и скоростей, соответствующих условиям его работы по технической документации.
      Примечание. В случае невозможности экспериментального подтверждения высотно-скоростных характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя в термобарокамере проверки должны быть выполнены в летных испытаниях налетающей лаборатории или ВС.
      Испытания должны проводиться на стенде с моделированием высотно-скоростных условий полета путем подачи в вспомогательный двигатель воздуха с параметрами заторможенного потока, равными соответствующим параметрам воздуха на входе в вспомогательный двигатель при его работе в ожидаемых условиях эксплуатации, и отсоса газа за выходным устройством вспомогательного двигателя до получения давления, равного атмосферному давлению на заданной высоте полета. Температура воздуха, окружающего вспомогательный двигатель при испытаниях, должна выдерживаться близкой к температуре воздухе на входе в вспомогательный газотурбинный двигатель.
      Кроме параметров, указанных в пункте 1462 при определении высотно-скоростных характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя должны измеряться:
      1) поля давлений и температур заторможенного потока воздуха в сечении на входе в вспомогательный двигатель;
      2) среднее статическое давление в том же сечении на входе в вспомогательный двигатель и в выходном сечении выходного устройства;
      3) температура заторможенного потока газа за турбиной;
      4) влагосодержание поступающего в вспомогательный двигатель воздуха, определяемое весовым содержанием водяных паров в 1 кг сухого воздуха. Препарировка вспомогательного двигателя и стенда не должна оказывать значительного влияния на параметры вспомогательного двигателя. При необходимости влияние препарировки на параметры вспомогательного двигателя может быть учтено специальными стендовыми испытаниями.
      Объем и виды определяемых характеристик вспомогательного двигателя должны устанавливаться программой его испытаний.
      До и после проведения испытаний по определению характеристик в расчетных условиях полета должны быть определены контрольные характеристики вспомогательного двигателя в наземных статических условиях и проверена их идентичность.

      1503. Проверка подшипниковых опор роторов вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Должны быть произведены измерения осевых сил, действующих на подшипники роторов на установившихся режимах и при переменных процессах, и оценено их соответствие динамической грузоподъемности подшипников. В тех случаях, когда измерение осевых сил невозможно, допускается их расчетное определение на основе измерений соответствующих давлений.
      150-часовыми испытаниями вспомогательного двигателя должна быть проверена достаточность прокачки масла через подшипники опор ротора для отвода выделяющегося в них тепла и смазывания, что оценивается по состоянию подшипников при дефектации вспомогательного двигателя.

      1504. Проверка уровня контролепригодности вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка уровня контролепригодности вспомогательного двигателя должна проводиться:
      1) путем анализа соответствующей проектной документации;
      2) путем анализа материалов, включающих данные о работе средств контроля, установленных на вспомогательном двигателе.
      Примечание. Проверка установленных на вспомогательном двигателе средств контроля должна включаться в программу 150-часовых стендовых испытаний.
      При проверке уровня контролепригодности должны быть оценены:
      1) полнота технической документации по контролепригодности;
      2) правильность выбора параметров для контроля и обеспеченность вспомогательного двигателя соответствующими средствами контроля;
      3) эффективность конструктивных мероприятий по обеспечению контролепригодности вспомогательного двигателя;
      4) работоспособность и надежность датчиков и других средств контроля, установленных на вспомогательном двигателе;
      5) сопрягаемость наземных средств контроля с соответствующими средствами контроля на вспомогательном двигателе (по используемым стыковочным элементам, кабелям, переходникам и т.п.).
      Средства контроля, установленные на вспомогательном двигателе, признаются удовлетворительными, если они обеспечивают:
      1) надежный контроль работы вспомогательного двигателя в эксплуатации;
      2) выявление неисправностей на ранней стадии их возникновения и развития;
      3) получение информации о состоянии проточной части и работе систем вспомогательного двигателя, необходимой для эксплуатации "по техническому состоянию".
      Примечание. Для вспомогательного двигателя, предназначенных для эксплуатации на ВС, оборудованном комплексными системами контроля, оценка удовлетворительности средств контроля может производиться при испытаниях со стендовой аппаратурой.

225. 150-часовые стендовые испытания

      1505. Вспомогательный газотурбинный двигатель должен пройти 150-часовые стендовые испытания для проверки его надежности и пригодности к летной эксплуатации по программе с выполнением общих требований. При наличии у вспомогательного двигателя особенностей в конструкции, схеме регулирования, характеристиках, в условиях применения и т.п. программа испытаний может изменяться.

      1506. Должны быть проведены следующие подготовительные работы, являющиеся частью 150-часовых испытаний:
      1) разборка вспомогательного двигателя;
      2) осмотр деталей вспомогательного двигателя и его агрегатов (агрегаты, поставляемые как готовые изделия, перед испытанием не разбираются);
      3) специальный контроль, микрометрический обмер деталей вспомогательного двигателя и проверка соответствия деталей технической документации;
      4) проверка работы агрегатов и их характеристик.
      Примечание. Все агрегаты, предназначенные для вспомогательного двигателя, предъявляемого на 150-часовые испытания, должны испытываться с определением их характеристик в объеме, установленном программой;
      5) сборка вспомогательного двигателя для 150-часовых испытаний.
      Должны быть представлены материалы, подтверждающие соответствие испытательных стендов, оборудования и контрольно-измерительных приборов предъявляемым к ним требованиям.

      1507. Перед 150-часовыми испытаниями должны быть проведены:
      1) сдаточные и контрольные испытания вспомогательного двигателя в соответствии с техническими условиями на вспомогательном двигателе;
      2) контрольная проверка пусковых свойств вспомогательного двигателя путем выполнения двух-трех нормальных запусков от источников питания пусковых устройств, которые предполагается использовать для запуска вспомогательного двигателя в эксплуатации, или равных им по энергетическим характеристикам и мощности других источников питания;
      3) определение характеристик вспомогательного двигателя.

      1508. При определении характеристик двигателя и в процессе 150-часовых испытаний должны производиться измерения основных данных и параметров вспомогательного двигателя и с соблюдением следующих условий:
      1) основные данные и параметры вспомогательного газотурбинного двигателя должны измеряться без специального препарирования вспомогательного двигателя с использованием входящих в его конструкцию штуцеров, датчиков и т.п.;
      2) характеристики изменения основных данных и параметров вспомогательного газотурбинного двигателя следует оценивать в диапазоне режимов от холостого хода или малого газа до максимального и (или) максимального длительного при изменении отборов воздуха и других нагрузок в необходимых сочетаниях.
      На каждом из режимов вспомогательного газотурбинного двигателя должен выдерживаться в течение не менее 5 минут. Показания приборов следует фиксировать в последние 2 минуты данного режима.
      Примечание. Если на максимальном режиме время непрерывной работы вспомогательного газотурбинного двигателя по техническим условиям меньше 5 минут, то время выдерживания на этом режиме должно соответствовать указанному в технической документации.
      При определении характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя должно быть выполнено достаточное количество измерений параметров (не менее пяти измерений при увеличении отбора воздуха и электрической мощности и четырех при их уменьшении).

      1509. Перед началом 150-часовых испытаний в процессе их проведения должны быть выполнены:
      1) измерение прокачки масла и определение теплоотдачи в масло на максимальном длительном режиме при рекомендуемой температуре масла. При наличии на вспомогательном двигателе топливо-масляного теплообменника разрешается подключать в систему стендовый теплообменник;
      2) контрольная проверка работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режимах холостого хода и малого газа непрерывно в течение максимального заявленного в технической документации для этих режимов времени;
      3) проверка готовности срабатывания систем защиты, сигнализации и диагностических устройств, имеющихся на вспомогательном двигателе.

      1510. При определении характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя должны быть получены зависимости давления и температуры отбираемого воздуха, температуры газа перед турбиной (за турбиной) и расхода топлива от расхода отбираемого воздуха при отборе постоянной электрической мощности или без отбора мощности, в зависимости от требований к вспомогательному двигателю. Должно быть получено достаточное количество зависимостей указанных параметров при различных постоянных приведенных частотах вращения с достаточным количеством точек на каждой зависимости с тем, чтобы были охвачены все эксплуатационные режимы работы вспомогательного газотурбинного двигателя и обеспечивалась возможность их сопоставления с аналогичными зависимостями, полученными после завершения 150-часовых испытаний, для оценки стабильности сохранения параметров.

      1511. 150-часовые испытания должны состоять из режимов, общая продолжительность которых соответствует данным таблице 28.
      Примечание. Если вспомогательный газотурбинный двигатель не имеет максимального режима или допустимое по технической документации для него время непрерывной работы меньше 5 минут, то предусмотренная в таблице 28. на этом режиме наработка заменяется соответственно полностью или частично наработкой на максимальном длительном режиме.

                                                    Таблица 28.

Режим работы

Наработка в часах, минутах
Количество запусков, изменений
нагрузки

Максимальный

12-30

Максимальный длительный

75-00

75% максимального длительного

12-30

50% максимального длительного

12-30

25% максимального длительного

12-30

Холостой ход и (или) малый газ

25-00

Запуски

175

Изменение нагрузки

300

      1512. 150-часовые испытания следует проводить в 25 шестичасовых этапов. Каждый этап (последовательно нумеруемый от 1 до 25) должен проводиться, как правило, без выключения вспомогательного газотурбинного двигателя и состоять из частей, указанных в таблице 29.
      Примечание 1. При работе на режимах 75, 50 и 25% максимального длительного режима величины отборов воздуха и электрической мощности должны быть определены программой испытаний.
      Примечание 2. Если вспомогательный газотурбинный двигатель не имеет максимального режима, то отведенное в таблице 29. для него время отрабатывается на максимальном длительном режиме.
      Примечание 3. Если продолжительность работы вспомогательного газотурбинного двигателя на максимальном режиме меньше 5 минут, то остальная часть времени, отведенного в таблице 29. для этого режима, дорабатывается на максимальном длительном режиме.

                                                          Таблица29.

Часть

Длительность
части этапа
в часах, мин

Рабочие условия

1

3-45

В каждом этапе 3 цикла по 1ч 15 мин, каждый из которых состоит из:
а) 5 мин работы на максимальном режиме;
б) 5 мин работы на холостом ходу или малом газе;
в) 1 ч работы на максимальном длительном режиме;
г) 5 мин работы на холостом ходу или малом газе.

2

2-15

В каждом этапе 3 цикла по 45 мин, каждый из которых состоит из:
а) 5 мин работы на максимальном режиме;
б) 5 мин работы на холостом ходу или малом газе;
в) 30 мин работы на 75% максимального
длительного режима в первом цикле; во втором
цикле работы - на 50%, а в третьем цикле - на
25% максимального длительного режима;
г) 5 мин работы на холостом ходу или малом газе.

      1513. Измерения параметров в процессе 150-часовых испытаний должны проводиться:
      1) для режимов продолжительностью менее 10 мин - одно измерение в последние 2 мин работы на данном режиме;
      2) для режимов продолжительностью более 10 мин - первое измерение следует выполнять через 8-10 мин работы на каждом режиме, а остальные измерения - в конце режима или через каждые 15 мин работы вспомогательного газотурбинного двигателя на данном режиме.

      1514. Если во время отработки любого из этапов вспомогательный двигатель будет выключен, то этот этап должен быть повторен, если это будет признано необходимым.
      Примечание. Если выключение вспомогательного газотурбинного двигателя вызвано отказом стендового оборудования, то прерванный этап может быть продолжен после устранения отказа.

      1515. Работа вспомогательного газотурбинного двигателя должна быть проверена при переходе с режима холостого хода на максимальный и максимальный длительный и обратно за время, оговоренное в технической документации, а также при резком прекращении отбора воздуха в течение 0,5 - 1,0 секунд.
      При проверке следует фиксировать максимальные значения ("забросы") температуры газа и частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины, если она имеется). При быстром прекращении отбора воздуха следует измерять также время полного закрытия заслонки, величину снижения ("провала") частоты вращения ротора турбокомпрессора (свободной турбины).
      В протоколах испытаний должны указываться также тип и точность применяемых для измерений приборов.

      1516. В течение 150-часовых испытаний должно быть произведено 150 изменений нагрузки с режима холостого хода до максимального и 150 изменений нагрузки с режима холостого хода до максимального длительного и обратно от максимального (или максимального длительного) до режима холостого хода.
      При изменении нагружения вспомогательного газотурбинного двигателя необходимо отмечать характер его работы (плавный, беспомпажный и т.п.).

      1517. В течение 150-часовых испытаний должно быть выполнено 175 запусков вспомогательного газотурбинного двигателя, из которых 25 холодных, 125 горячих и 25 ложных.
      Запуски должны производиться между этапами через примерно равные интервалы, а также перед началом и после окончания 150-часовых испытаний. Время выхода вспомогательного двигателя на режим малого газа или холостого хода должно фиксироваться.

      1518. Все этапы 150-часовых испытаний должны проводиться при давлении масла, соответствующем заявленному давлению. Один этап должен быть выполнен при минимальном давлении масла на входе в вспомогательный двигатель, заявленном на максимальном длительном режиме.

      1519. На всех этапах 150-часовых испытаний наработка вспомогательного газотурбинного двигателя на максимальном и максимальном длительном режимах должна быть осуществлена при максимальных, предусмотренных в технической документации для этих режимов температурах входящего масла.
      Методы достижения и поддержания максимальной температуры масла должны быть указаны в программе испытаний.

      1520. Перед 150-часовыми испытаниями, через каждые 50 часов и после их окончания, а также в случае замены масла в процессе испытаний должен производиться полный анализ масла из масляной системы для оценки его физико-химических показателей. Отбор проб масла для частичного анализа (содержание механических примесей и влаги, температура вспышки), а также для анализа на содержание металлов должен производиться через каждые 20 - 25 часов испытаний.
      Полный анализ топлива для оценки его физико-химических показателей должен производиться перед 150-часовыми испытаниями и после их окончания, а также через 100 часов и в случае поступления новых партий топлива в процессе испытаний.

      1521. Анализ воздуха, отбираемого из компрессора в систему кондиционирования для наддува и вентиляции кабин ВС, должен производиться в начале 150-часовых испытаний и в конце 7, 13, 17 и 25 этапов.

      1522. В процессе 150-часовых испытаний должны быть подтверждены работоспособность и надежность агрегатов, установленных на вспомогательном газотурбинном двигателе.

      1523. Если в конструкции вспомогательного газотурбинного двигателя предусмотрен отдельный отбор воздуха на противообледенительную систему вспомогательного двигателя и его воздухозаборника, то противообледенительная система вспомогательного газотурбинного двигателя должна быть включена в течение не менее 25% всей длительности 150-часовых испытаний, из них в течение 10% - на максимальном длительном режиме, 10% на промежуточных режимах и 5% - на режиме холостого хода (малого газа).

      1524. В процессе 150-часовых испытаний обслуживание вспомогательного газотурбинного двигателя и его агрегатов должно производиться в соответствии с Регламентом технического обслуживания. Регламентные работы, предусмотренные в Регламенте технического обслуживания, должны производиться только инструментом, входящим в бортовой комплект.
      Примечание. Окончательная оценка удовлетворительности и достаточности комплекта бортового инструмента и одиночного комплекта запасных деталей должна проводиться на основании эксплуатационных испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС.

      1525. После окончания 150-часовых испытаний должны быть проведены следующие работы:
      1) повторное определение характеристик вспомогательного газотурбинного двигателя и измерение его основных параметров;
      2) снятие вспомогательного двигателя со стенда и наружный осмотр вспомогательного двигателя и его агрегатов;
      3) снятие агрегатов с вспомогательного газотурбинного двигателя, проверка их характеристик и разборка;
      4) разборка вспомогательного газотурбинного двигателя с дефектацией и микрометрическим обмером деталей с целью определения износа, крипа, деформации, вытяжки и др.;
      5) составление ведомости дефектов деталей;
      6) контрольная проверка тарировки контрольно-измерительной аппаратуры и приборов;
      7) обработка материалов по результатам 150-часовых испытаний и составление акта.

226. Испытания по установлению ресурса вспомогательного
газотурбинного двигателя

      1526. Испытания по установлению начального назначенного ресурса.
      Для установления начального назначенного ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя проводятся эквивалентно-циклические испытания узлов и основных деталей и вспомогательного двигателя в целом.
      Испытания узлов и деталей, в основном, проводятся в системе полноразмерного вспомогательного газотурбинного двигателя. В этом случае они могут совмещаться с эквивалентно-циклическими испытаниями вспомогательного двигателя в целом. Допускается проведение испытаний отдельных деталей вспомогательного двигателя на автономных установках при условии сохранения нагружения по малоцикловой усталости, соответствующего условиям работы полноразмерного вспомогательного двигателя.
      Эквивалентно-циклические испытания должны быть проведены путем многократного выполнения испытательных циклов. Испытательный цикл для эквивалентно-циклических испытаний должен формироваться на основе эксплуатационного цикла с учетом следующих требований:
      1) суммарное время наработки на наиболее нагруженных режимах в испытательном цикле должно быть эквивалентно по длительной прочности времени наработки в эксплуатационном цикле наиболее нагруженной детали горячей части двигателя;
      2) число переменных процессов должно быть равным их числу в эксплуатационном цикле;
      3) для подтверждения динамической прочности двигателя рабочая область режимов, включая режимы малого газа и холостого хода, разбивается на несколько диапазонов и в каждом диапазоне обеспечивается наработка из расчета не менее 1 минуты на 1 час наработки в эксплуатационном цикле.
      Указанные выше испытания могут проводиться совместно.
      Допускается исключение наработки на малонапряженных длительных стационарных режимах и части переменных процессов путем их эквивалентного приведения (соответственно по длительной прочности и малоцикловой усталости) к наиболее нагруженным режимам.
      При наличии достаточных технических обоснований могут быть внесены изменения в испытательный цикл отдельных деталей, критических для данного двигателя по малоцикловой усталости и длительной прочности.
      При проведении эквивалентно-циклических испытаний деталей вспомогательного газотурбинного двигателя допускаются их осмотр, частичные или полные разборки вспомогательного двигателя, замена деталей, в которых обнаружены дефекты, выполнение предусмотренных при ремонтах доработок. Число осмотров, как и время между ними, не регламентируется. Все замены деталей, их наработки (общие и по режимам) в часах и в испытательных циклах должны быть зарегистрированы в отчете по испытаниям.
      Экспериментально проверенная долговечность узлов и деталей двигателя N и устанавливается по наработке в часах и в испытательных циклах в пределах фактически проведенных с положительными результатами эквивалентно-циклических испытаний.
      Для основных деталей и узлов начальные назначенные ресурсы N н в эксплуатационных циклах определяются по формуле:

      См. бумажный вариант

      Запас берется по отношению к минимальному значению экспериментально проверенной долговечности N и .
      Начальный назначенный ресурс вспомогательного газотурбинного двигателя (в часах и циклах) устанавливается на основании эквивалентно-циклических испытаний одного вспомогательного двигателя с запасом по числу испытательных циклов 1 и 2.
      Начальный назначенный ресурс вспомогательного газотурбинного двигателя должен быть равен минимальному значению начального назначенного ресурса основных деталей, не подлежащих замене.
      В процессе испытаний по установлению начального назначенного ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя должна быть предусмотрена замена деталей вспомогательного двигателя, назначенный ресурс которых в часах или циклах меньше устанавливаемого для вспомогательного двигателя.

      1527. Испытания по установлению начального ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя до первого капитального ремонта.
      Для установления начального ресурса вспомогательного двигателя до первого капитального ремонта (в часах и эксплуатационных циклах) должны быть проведены стендовые испытания трех вспомогательных двигателей: одного - по эксплуатационной программе, двух - по программе эквивалентно-циклических испытаний.
      Примечание. В качестве вспомогательного газотурбинного двигателя для эквивалентно-циклических испытании допускается использовать вспомогательный двигатель, проходивший летные испытания. Если его летная наработка меньше устанавливаемого начального ресурса, то он должен быть подвергнут стендовым эквивалентно-циклическим испытаниям до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу.
      Стендовые испытания вспомогательного газотурбинного двигателя проводятся путем многократного выполнения испытательных циклов, которые формируются на основе эксплуатационного цикла. Для установления начального ресурса до первого капитального ремонта испытания согласно проводятся с числом испытательных циклов на 20% большим, чем число эксплуатационных циклов, соответствующее начальному ресурсу до первого капитального ремонта при средней продолжительности эксплуатационного цикла.
      Испытательный цикл для испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя по эксплуатационной программе должен полностью воспроизводить наработку в часах на всех установившихся режимах и число переменных процессов осредненного эксплуатационного цикла.
      Испытания двигателя по программе эквивалентно-циклических испытаний должны проводиться с использованием того же испытательного цикла, что и эквивалентно-циклические испытания для установления начального назначенного ресурса.
      После испытаний должны быть проведены разборка и дефектация каждого двигателя.
      Испытания по установлению начального ресурса до первого капитального ремонта квалифицируются как успешные, если при их проведении не было разрушений роторных деталей, а также отказов и дефектов других основных деталей, которые в эксплуатационных условиях могли привести к отказам с опасными последствиями.

227. Общие требования к летным испытаниям вспомогательного
газотурбинного двигателя

      1528. При сертификации "до установки на ВС" вспомогательный газотурбинный двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания, включающие проверки:
      1) параметров и устойчивости работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режимах холостого хода и нагрузки;
      2) характеристик системы регулирования вспомогательного двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов;
      3) пусковых свойств вспомогательного газотурбинного двигателя;
      4) уровня вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного двигателя;
      5) работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины;
      6) работоспособности противообледенительной системы вспомогательного двигателя;
      7) работы вспомогательного двигателя в полетах по типовому профилю.

      1529. Испытаниям должен подвергаться вспомогательный газотурбинный двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа вспомогательного двигателя, предъявляемому на государственные испытания. Испытания могут проводиться на других вспомогательных двигателях того же типа, имеющих отличия от указанного выше образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      1530. Испытания допускается выполнять либо на ВС того типа, для которого предназначен вспомогательный двигатель, либо на ВС другого типа, специально оборудованного для испытаний вспомогательного двигателя (на летающей лаборатории). При этом конструкция элементов и систем ВС, влияющих на работу вспомогательного двигателя, должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации вспомогательного двигателя, зависящих от этих элементов (например, уровня неоднородности и потерь полного давления воздуха на входе, давления и температуры топлива на входе, температуры среды в отсеке размещения вспомогательного двигателя, параметров электропитания агрегатов). Допускается применение имитаторов, создающих эти условия.

228. Летные испытания вспомогательного газотурбинного двигатели

      1531. Проверка параметров и устойчивости работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режимах холостого хода и нагрузки.
      Проверка вспомогательного газотурбинного двигателя на установившихся режимах холостого хода и нагрузки, а также при переменных процессах при oтключении нагрузки вспомогательного двигателя в условиях его летной эксплуатации должна показать:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров вспомогательного двигателя и его топливной и масляной систем данным технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы вспомогательного двигателя в эксплуатации и агрегатов отборов воздуха и электрической мощности, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы вспомогательного газотурбинного двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, на промежуточных установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления вспомогательного двигателя, при переменных процессах при переходе с режима малого газа до режима холостого хода и при включениях и выключениях отборов воздуха, электрической мощности при раздельном и разрешенном одновременном включении различных приемников;
      2) характер и параметры работы вспомогательного газотурбинного двигателя и его топливной и масляной систем на всех типичных режимах и этапах полета, на которых Руководством по технической эксплуатации разрешено применение вспомогательного двигателя, в том числе:
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах, включая максимальную ожидаемую высоту применения вспомогательного газотурбинного двигателя с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации. При этом работы вспомогательного двигателя должна быть проверена на установившихся режимах и при переменных процессах; при маневрах ВС (летающей лаборатории) типа "вираж", "скольжение", "горка" и т.п., создающих наибольшие, согласно ожидаемым условиям эксплуатации вспомогательного двигателя, его наклоны в пространстве по крену (в правую и левую стороны) и максимальные по величине и продолжительности действия положительные и отрицательные нормальные и боковые перегрузки, а также при наборах высоты и снижениях с максимальными ожидаемыми в эксплуатации положительными и отрицательными углами наклона вспомогательного двигателя по тангажу. Испытаниями должны быть охвачены все применяемые в этих условиях режимы вспомогательного газотурбинного двигателя;
      3) работоспособность в условиях эксплуатации средств контроля работы вспомогательного газотурбинного двигателя, входящих в его конструкцию;
      4) работоспособность агрегатов отборов воздуха и электрической мощности, входящих в конструкцию вспомогательного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы вспомогательного двигателя ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли.

      1532. Проверка характеристик системы регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя при нормальной ее работе и имитации отказов.
      Проверка в условиях летной эксплуатации вспомогательного двигателя должна показать соответствие работоспособности системы, качества регулирования вспомогательного двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования на установившихся режимах работы вспомогательного двигателя;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами регулирования переменных процессов [при запуске и при переходах с режима холостого хода (малого газа) на рабочие режимы и обратно], максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров вспомогательного двигателя при этих процессах;
      3) характер и параметры переменных процессов и последующей работы вспомогательного двигателя при имитации тех отказов основных подсистем регулирования, для парирования которых предусмотрен автоматический переход на регулирование резервными подсистемами (если они предусмотрены);
      4) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например при колебаниях параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      5) работоспособность имеющихся устройств самоконтроля системы и контроля ее работы в эксплуатации, входящих в конструкцию этой системы.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно окажется существенным) на характеристики системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) наклона вспомогательного газотурбинного двигателя в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования.

      1533. Проверка пусковых свойств вспомогательного двигателя.
      Проверка в условиях летной эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя должна показать пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации холодного и горячего запуска вспомогательного двигателя на земле и запуска в полете в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры вспомогательного двигателя и системы запуска при холодном и горячем запуске на земле;
      2) направление и частота вращения на режиме авторотации вспомогательного двигателя в полете при закрытых и открытых створках воздухозаборника;
      3) параметры вспомогательного газотурбинного двигателя и системы запуска при его запусках в полете, в том числе при запуске от аварийных источников энергии после длительного перерыва в его работе в течение типичного крейсерского полета;
      4) пожарная безопасность эксплуатации при запуске вспомогательного двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на пусковые свойства вспомогательного газотурбинного двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения вспомогательного двигателя и начала его следующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования вспомогательного двигателя при запуске и в параметрах энергопитания пускового устройства.

      1534. Проверка уровня вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного двигателя.
      Проверка должна установить отсутствие недопустимого увеличения вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного газотурбинного двигателя в условиях летной эксплуатации по сравнению с уровнем вибраций в стендовых условиях и показать соответствие уровня вибраций требованиям нормативно-технической документации, а также показать работоспособность бортовой системы контроля вибраций вспомогательного двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного двигателя в условиях и на режимах, при которых проверяется вспомогательный двигатель;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций вспомогательного газотурбинного двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного вспомогательного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики вспомогательного двигателя ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов вспомогательного газотурбинного двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации.
      Перечень агрегатов вспомогательного газотурбинного двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам стендовых испытаний. Как правило, это должны быть агрегаты, которые могут быть возбудителями вибраций.

      1535. Проверка работоспособности и эффективности системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях летной эксплуатации вспомогательного двигателя должна показать соответствие работоспособности, помехозащищенности и эффективности системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы вспомогательного двигателя при имитации ее срабатывания. Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах и при переменных процессах вспомогательного двигателя с максимальными температурами газа на земле и в полете. Испытания в полете должны выполняться с охватом диапазона высот и скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации вспомогательного двигателя;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы, потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе вспомогательного двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) эффективность работы системы при имитации предполагаемого изменения параметров вспомогательного двигателя при его отказе, вызывающем вступление в работу системы. Условия проверки следует установить специальным анализом;
      5) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, входящих в конструкцию системы вспомогательного двигателя, если они имеются.

      1536. Проверка работоспособности противообледенительной системы вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка должна показать, что в условиях летной эксплуатации противообледенительная система вспомогательного газотурбинного двигателя с элементами средств ее управления и контроля, входящими в конструкцию вспомогательного двигателя, работоспособна и не оказывает недопустимого влияния на параметры последнего.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, которые допускается выполнять только в "сухом" воздухе.
      Летные испытания должны быть проведены на различных высотах полета до 11000 метров включительно или до максимальной высоты применения вспомогательного двигателя, согласно ожидаемым условиям его эксплуатации, с охватом ожидаемого в эксплуатации диапазона скоростей полета. При испытаниях на различных режимах вспомогательного двигателя в диапазоне от режима малого газа или холостого хода до максимального режима должны быть оценены:
      1) работоспособность противообледенительной системы (например, по параметрам, характеризующим тепловое состояние обогреваемых элементов вспомогательного газотурбинного двигателя, параметрам системы обогрева и др.), работоспособность средств управления и контроля противообледенительной системы, входящих в конструкцию вспомогательного двигателя;
      2) влияние работы противообледенительной системы на парамегры вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1537. Проверка работы вспомогательного газотурбинного двигателя в полетах по типовому профилю. Для подтверждения достоверности выбора режимов стендовых ресурсных испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя должна быть проведена проверка в полетах по типовым профилям ожидаемых условий эксплуатации объемом не менее 50 эксплуатационных циклов.

229. Испытания вспомогательного газотурбинного двигателя
при сертификации ВС

      1538. Общие требования. При сертификации ВС вспомогательный газотурбинный двигатель должен удовлетворительно пройти летные испытания по проверке:
      1) работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режимах холостого хода и нагрузки в соответствии с пунктом 1531;
      2) системы регулирования вспомогательного двигателя;
      3) запуска вспомогательного двигателя;
      4) вибрационных характеристик элементов вспомогательного газотурбинного двигателя в условиях самолетной компоновки;
      5) системы защиты от перегрева турбины;
      6) противообледенительной системы вспомогательного двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения;
      7) достаточности запасов газодинамической устойчивости вспомогательного двигателя;
      8) возможности и последствий попадания выходных газов маршевых газотурбинных двигателей и вспомогательного двигателя на вход в вспомогательного двигателя;
      9) параметров эксплуатационного цикла вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС;
      10) эксплуатационной технологичности вспомогательного газотурбинного двигателя.

      1539. Испытаниям должен подвергаться вспомогательный двигатель, полностью соответствующий по конструкции и основным данным образцу этого типа вспомогательного двигателя, предъявляемому на государственные испытания или прошедшему их. Испытания могут проводиться на других вспомогательных двигателях того же типа, имеющих отличия от указанного выше образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      1540. Испытания должны проводиться на ВС того типа, для которого вспомогательный двигатель предназначен. Отдельные части испытаний допускается выполнять на летающей лаборатории, если на ней достаточно полно (в отношении проверяемых характеристик) воспроизведены конструкция и компоновка элементов вспомогательной силовой установки, а также связанных с вспомогательным двигателем или влияющих на его работу элементов и систем воздушного судна, для которого вспомогательный двигатель предназначен.

      1541. При испытаниях следует оценить влияние возможных отклонений в работе связанных с вспомогательным двигателем функциональных систем ВС, если есть основания считать это влияние существенным.

      1542. При сертификации воздушного судна назначенный ресурс вспомогательного двигателя и его ресурс до первого капитального ремонта могут быть увеличены по сравнению с установленными при сертификации вспомогательного двигателя "до установки на ВС" в соответствии с фактическим объемом проведенных к этому времени испытаний.
      При этом в испытательный цикл могут быть внесены уточнения в соответствии с данными летных испытаний. В подтверждение установленного первоначального ресурса до первого капитального ремонта должны быть проведены эксплуатационные испытания вспомогательного двигателя на ВС. В процессе испытаний два вспомогательных двигателя должны отработать на ВС не менее половины начального ресурса до первого капитального ремонта с последующей дефектацией одного из них.
      Если летная наработка другого вспомогательного двигателя меньше ресурса до первого капитального ремонта, устанавливаемого к моменту сертификации ВС, то он должен быть подвергнут испытаниям на стенде по программе эквивалентно-циклических испытаний или по эксплуатационной программе до общей наработки, равной устанавливаемому ресурсу, с последующей разборкой и дефектацией.

230. Летные испытания ВГТД

      1543. Проверка работы вспомогательного газотурбинного двигателя на режимах холостого хода и нагрузки.
      Проверка вспомогательного двигателя на установившихся режимах работы и при переменных процессах в условиях его эксплуатации на ВС, включая режимы полета, создающие наибольшие наклоны двигателя и гироскопические нагрузки на его ротор, должна подтвердить:
      1) устойчивость работы и соответствие параметров вспомогательного двигателя и его топливной и масляной систем данным, указанным в технической документации;
      2) работоспособность средств контроля работы вспомогательного двигателя в эксплуатации и агрегатов отборов воздуха и электрической мощности.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и параметры работы вспомогательного двигателя и его топливной и масляной систем в наземных условиях на основных установившихся режимах, регламентированных Руководством по технической эксплуатации, на промежуточных установившихся режимах, характерных для программы регулирования и управления вспомогательного двигателя, при переменных процессах при переходе с режима малого газа до режима холостого хода и при включениях и выключениях отборов воздуха и электрической мощности при раздельном и разрешенном одновременном включении различных приемников;
      2) характер и параметры работы вспомогательного двигателя и его топливной и масляной систем на всех типичных режимах и этапах полета, на которых Руководством по летной эксплуатации разрешено применение вспомогательного двигателя, в том числе:
      в горизонтальном установившемся полете на различных высотах, включая максимальную высоту применения вспомогательного двигателя с охватом диапазона скоростей полета, соответствующего ожидаемым условиям эксплуатации вспомогательного двигателя на ВС. При этом работа вспомогательного газотурбинного двигателя должна быть проверена на установившихся режимах и при переменных процессах;
      при выполнении ВС маневров с предельно-допустимыми параметрами полета, а именно, правых и левых виражей с максимальным допустимым креном при максимальной допустимой величине перегрузки; "горок" и "скольжений" с максимальной допустимой величиной и максимальной возможной или допустимой продолжительностью действия возникающих при этом положительных и отрицательных перегрузок; наборов высоты и снижений с максимальными ожидаемыми в эксплуатации положительными и отрицательными углами тангажа ВС. Испытаниями должны быть охвачены все применяемые в этих условиях режимы вспомогательного двигателя;
      3) работоспособность средств контроля работы двигателя в летной эксплуатации;
      4) работоспособность агрегатов отборов воздуха и электрической мощности, входящих в конструкцию вспомогательного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характер и параметры работы вспомогательного двигателя ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли.

      1544. Проверка системы регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации вспомогательного двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности системы, качества регулирования этого вспомогательного двигателя и других летно-эксплуатационных характеристик системы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены;
      1) устойчивость и точность поддержания регулируемых и ограничиваемых параметров в зоне работы каждой из функциональных подсистем регулирования на установившихся режимах работы вспомогательного двигателя;
      2) устойчивость и точность поддержания параметров, заданных программами регулирования переменных процессов (при запуске и при переходах с режима холостого хода (малого газа) на рабочие режимы и обратно), максимальные величины и длительность отклонений регулируемых и ограничиваемых параметров вспомогательного двигателя при этих процессах;
      3) помехозащищенность электронных блоков системы при возможных в условиях эксплуатации на ВС воздействиях на нее других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например, при колебаниях параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения;
      4) работоспособность имеющихся устройств самоконтроля системы и контроля ее работы в эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно окажется существенным) на характеристики работы системы следующих факторов:
      1) изменения высоты и скорости полета в области работы каждой из функциональных подсистем;
      2) положения ВС в пространстве и динамических факторов полета (вертикальной скорости, перегрузок);
      3) температуры среды, окружающей агрегаты регулирования.

      1545. Проверка запуска вспомогательного газотурбинного двигателя. Проверка в условиях эксплуатации вспомогательного двигателя на ВС должна подтвердить пожарную безопасность и обеспеченность в соответствии с требованиями и данными технической документации холодного и горячего запуска вспомогательного двигателя на земле и запуска в полете в ожидаемых условиях эксплуатации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) параметры вспомогательного двигателя и системы запуска при холодном и горячем запуске на земле;
      2) направление и частота вращения на режиме авторотации вспомогательного двигателя в полете при закрытых и открытых створках воздухозаборника;
      3) параметры вспомогательного двигателя и системы запуска при его запусках в полете, в том числе при запуске от аварийных источников энергии после длительного перерыва в его работе в течение типичного крейсерского полета ВС;
      4) пожарную безопасность эксплуатации ВС при запуске вспомогательного двигателя, в том числе при повторных запусках, выполняемых в соответствии с Руководством по летной эксплуатации.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на пусковые свойства вспомогательного двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха при запусках на земле;
      2) длительности перерыва между моментами выключения вспомогательного двигателя и начала его следующего запуска;
      3) допускаемых техническими условиями отклонений в регулировке аппаратуры управления и регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя при запуске и в параметрах энергопитания пускового устройства.

      1546. Проверка вибрационных характеристик элементов вспомогательного двигателя в условиях самолетной компоновки.
      Проверка должна подтвердить отсутствие недопустимого увеличения уровня вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного двигателя в условиях эксплуатации на ВС по сравнению с уровнем вибраций в стендовых условиях и показать соответствие уровня вибраций требованиям нормативно-технической документации, а также подтвердить работоспособность бортовой системы контроля вибраций вспомогательного двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть определены и оценены:
      1) характер и уровень вибраций корпусов и агрегатов вспомогательного двигателя в условиях и на режимах, при которых проверяется вспомогательный двигатель, а также уровень вибраций корпусов и агрегатов выключенного вспомогательного газотурбинного двигателя;
      2) работоспособность бортовой системы контроля вибраций вспомогательного газотурбинного двигателя, достаточность запаса по параметру срабатывания аварийного сигнализатора максимального уровня вибраций, потребного для компенсации отклонений этого параметра при нормальной работе исправного вспомогательного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на вибрационные характеристики вспомогательного двигателя следующих факторов:
      1) ветровых условий, температуры и давления атмосферного воздуха у земли;
      2) работы маршевых двигателей.
      Проверку характера и уровня вибраций корпусов вспомогательного двигателя следует выполнять в плоскостях расположения его узлов крепления к ВС и в местах, предназначенных для бортового контроля вибраций в эксплуатации.
      Перечень агрегатов вспомогательного двигателя, вибрации которых должны быть проверены, устанавливается по результатам испытаний.

      1547. Проверка системы защиты от перегрева турбины.
      Проверка в условиях работы вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС должна подтвердить соответствие работоспособности и помехозащищенности системы и других ее летно-эксплуатационных характеристик требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы и изменение параметров работы вспомогательного двигателя при имитации ее срабатывания. Имитация должна быть выполнена на установившихся режимах и при переменных процессах вспомогательного двигателя с максимальными температурами газа на земле и в полете;
      2) помехозащищенность электронных блоков системы при воздействиях на них других функциональных систем ВС и наземных средств обслуживания, например при колебании параметров электропитания, включении мощных источников электромагнитного излучения и др.;
      3) достаточность запаса по параметру срабатывания системы потребного для компенсации отклонений максимальной температуры газа, возможных при нормальной работе вспомогательного двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации на воздушном судне (для предотвращения ложного срабатывания системы защиты от перегрева турбины);
      4) работоспособность средств контроля работы системы в эксплуатации, если они имеются.

      1548. Проверка противообледенительной системы вспомогательного газотурбинного двигателя и его работоспособности в условиях естественного обледенения.
      Проверка в условиях работы вспомогательного газотурбинного двигателя на воздушном судне должна подтвердить результаты расчетов, стендовых испытаний и летных испытаний системы и в совокупности с ними показать, что при эксплуатации противообледенительной системы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации ВС в условиях не могут возникнуть нарушения в работе вспомогательного двигателя.
      Примечание. Испытания по оценке работоспособности вспомогательного двигателя при эксплуатации воздушного судна в условиях естественного обледенения следует проводить и в том случае, если противообледенительная система вспомогательного газотурбинного двигателя не применяется.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в "сухом" воздухе и в контролируемых условиях обледенения. Испытания должны быть проведены в установленном программой диапазоне высот полета на скоростях, соответствующих диапазону применения вспомогательного двигателя.
      Испытаниями должны быть оценены:
      1) характеристики работоспособности противообледенительной системы вспомогательного газотурбинного двигателя (например, тепловое состояние обогреваемых элементов, параметры системы обогрева и др. в зависимости от типа противообледенительной системы) и эксплуатационные особенности противообледенительной системы;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры вспомогательного газотурбинного двигателя;
      3) эффективность противообледенительной системы в условиях обледенения, влияние остаточного льдообразования на работу вспомогательного двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на работу вспомогательного газотурбинного двигателя запаздывания включения противообледенительной системы длительностью 1 минуту, а также влияние продолжительности полета в условиях обледенения и Руководством по летной эксплуатации.

      1549. Проверка достаточности запасов газодинамической устойчивости вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка в условиях эксплуатации вспомогательного двигателя на ВС должна подтвердить наличие достаточного запаса газодинамической устойчивости, гарантирующего устойчивую работу данного типа вспомогательного двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в условиях и на режимах эксплуатации, признанных критическими по запасам газодинамической устойчивости вспомогательного двигателя. При подтверждении достаточности запасов может быть использован один из следующих методов:
      1) демонстрация устойчивой работы одного экземпляра вспомогательного двигателя, запас газодинамической устойчивости которого преднамеренно уменьшен, например, за счет изменения конструктивных элементов, изменения программ регулирования, увеличения внешнего воздействия. Уменьшение запаса должно имитировать воздействие на него всех существенных для данного типа вспомогательного двигателя факторов, которые при испытаниях непосредственно не воспроизводятся (например, разброс запасов, обусловленных допусками на изготовление и отладку вспомогательного двигателя, уменьшение запасов из-за выработки ресурса и пр.). Величина преднамеренного уменьшения запаса должна быть установлена программой испытаний;
      2) демонстрация устойчивой работы большого числа нормально изготовленных и отрегулированных вспомогательных двигателей, признанных достаточными.
      При выборе условий испытаний должно быть учтено влияние (если оно ожидается существенным) на газодинамическую устойчивость вспомогательного газотурбинного двигателя следующих факторов:
      1) изменения режимов работы компрессора в диапазоне, обусловленном режимами вспомогательного двигателя, допусками на отладку системы его регулирования и температурой атмосферного воздуха;
      2) ветровых условий у земли (при испытаниях может быть использован искусственно получаемый воздушный поток);
      3) уровня параметров потока воздуха на входе в двигатель и его не равномерности, обусловленных условиями полета и маневрами ВС, возможными и допустимыми в ожидаемых условиях его эксплуатации.
      Испытания допускается проведение только для тех критических условий и режимов эксплуатации, для которых при стендовых испытаниях не получены убедительные доказательства достаточности запаса газодинамической устойчивости вспомогательного двигателя.

      1550. Проверка возможности и последствий попадания выхлопных газов маршевых газотурбинных двигателей и вспомогательного газотурбинного двигателя на вход вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка должна показать, что попадание выхлопных газов маршевых газотурбинных двигателей и вспомогательного двигателя на вход вспомогательного двигателя, если оно возможно на ВС, не вызывает нарушения устойчивости работы и недопустимых отклонений параметров последнего.
      Проверку следует производить наземными испытаниями при работе на месте и при рулении воздушного судна, в которых должны быть оценены:
      1) возможность попадания выхлопных газов от работающих на различных режимах двигателей на вход вспомогательного двигателя;
      2) характер и параметры работы вспомогательного двигателя при попадании выхлопных газов на его вход;
      3) чистота воздуха, отбираемого из вспомогательного газотурбинного двигателя для системы кондиционирования ВС, на режимах, на которых происходит попадание выхлопных газов на вход вспомогательного двигателя. Оценка чистоты воздуха в этом случае должна выполняться.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на определяемые, характеристики следующих факторов:
      1) направления и скорости ветра в диапазоне допустимых в эксплуатации ветровых условий;
      2) режимов работы маршевых газотурбинных двигателей и вспомогательного двигателя. Оценку следует провести, как при работающих, так и при неработающих маршевых двигателях. Характер работы вспомогательного двигателя при попадании на его вход выхлопных газов следует оценить как на рабочих режимах, так и при его запуске.

      1551. Проверка параметров эксплуатационного цикла вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС.
      Должны быть определены параметры эксплуатационного цикла, режимы работы вспомогательного двигателя, их продолжительность и повторяемость в ожидаемых условиях эксплуатации вспомогательного двигателя на ВС данного типа с целью уточнения испытательных циклов эквивалентно-циклических испытаний и испытаний по эксплуатационной программе. Объем определяется программой летных испытании.

      1552. Проверка эксплуатационной технологичности вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Проверка должна показать, что в эксплуатационных условиях на ВС обеспечивается возможность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены вспомогательного двигателя, их деталей, узлов и агрегатов систем согласно указаниям Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания вспомогательного двигателя.
      При проверке, которую следует провести непосредственно на ВС в условиях стоянки и других условиях, предписанных Регламентом технического обслуживания, следует оценить:
      1) обеспеченность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены деталей, узлов, агрегатов вспомогательного двигателя, средств обнаружения механических повреждений в соответствии с требованиями и указаниями Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания;
      2) обеспеченность процедур консервации и расконсервации;
      3) обеспеченность и удобство медленного проворачивания ротора (роторов) вспомогательного двигателя;
      4) обеспеченность проверки и регулировки гидроприводов.
      Проверку следует провести в различных климатических условиях эксплуатации ВС.

231. Испытания серийных и ремонтных вспомогательных
газотурбинных двигателей

      1553. Серийные и ремонтные вспомогательные газотурбинные двигатели должны подвергаться сдаточным и контрольным стендовым испытаниям и переборкам, предписанным программами, а при необходимости также дополнительным испытаниям. При испытании ремонтных вспомогательных двигателей, в случае необходимости, могут предусматриваться методы и условия испытаний, отличающиеся от предписываемых программами сдаточных и контрольных испытаний.
      Объем испытаний и переборок с обследованием состояния деталей после разборки вспомогательного двигателя может быть сокращен, если будет показано, что совершенство конструкции, качество и контроль изготовления, а также методика испытаний обеспечивают сохранение работоспособности вспомогательного двигателя в течение межремонтного ресурса.
      Примечание 1. Любое сокращение объема испытаний или переборок вспомогательного двигателя может быть пересмотрено при обнаружении ухудшения работоспособности вспомогательного двигателя в эксплуатации или при введении значительных изменений в его конструкцию.
      Примечание 2. Объем испытаний ремонтных вспомогательных газотурбинных двигателей может отличаться от объема испытаний серийных вспомогательных газотурбинных двигателей.
      Примечание 3. При производстве вспомогательных двигателей малыми сериями объем испытаний, и количество переборок их может сокращаться не на основании положительных результатов испытаний установленного количества вспомогательных двигателей, а на основании суммарной наработки данного типа вспомогательных двигателей в эксплуатации.

      1554. Испытания серийных и ремонтных вспомогательных газотурбинных двигателей следует разделять на сдаточные и контрольные.
      Целью сдаточных испытаний является:
      1) проверка соответствия техническим условиям качества изготовления и сборки вспомогательного двигателя;
      2) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих вспомогательный двигатель;
      3) подтверждение соответствия основных данных вспомогательного двигателя заданным техническим условиям.
      Целью контрольных испытаний является:
      1) проверка соответствия техническим условиям качества повторной (после сдаточных испытаний) сборки вспомогательного двигателя;
      2) проведение приработки деталей и агрегатов, комплектующих вспомогательный двигатель;
      3) проверка регулировки и отладки вспомогательного двигателя и соответствия его параметров и характеристик заданным техническим условиям;
      4) официальное подтверждение соответствия основных данных вспомогательного двигателя заданным техническим условиям и его приемка.
      Примечание. При соответствующем обосновании сдаточные и контрольные испытания могут совмещаться.

      1555. Испытания должны проводиться в последовательности, указанной в программах сдаточных и контрольных испытаний, в соответствии с общими требованиями, а также следующими дополнительными положениями:
      1) измерение выходных параметров вспомогательного двигателя (параметров отбираемого воздуха, электрической мощности) в статических условиях должно проводиться на испытательном стенде принятого типа;
      2) испытания должны включать работу вспомогательного двигателя при максимальной температуре масла на входе. Время работы на соответствующих режимах с максимальной температурой масла на входе и величина этой температуры должны быть указаны в программе испытаний. Такие испытания можно не проводить, если имеющиеся материалы доказывают отсутствие их необходимости;
      3) если в процессе сдаточных испытаний оказывается необходимой замена какой-либо основной детали или узла, эти испытания или их часть должны быть повторены в согласованном объеме. Если в процессе сдаточно-контрольных испытаний оказывается необходимой замена какого-либо вспомогательного элемента конструкции или детали, то такая замена разрешается только на элементы и детали, прошедшие испытания на другом экземпляре вспомогательного двигателя в соответствии с действующей для серийного производства документацией;
      4) все приводы агрегатов, установленные на вспомогательном двигателе, в процессе сдаточных испытаний должны быть загружены принятым способом стендовыми агрегатами или специальными устройствами, нагрузочный момент которых полностью соответствует эксплуатационным величинам;
      5) программы сдаточных и контрольных испытаний должны предусматривать работу вспомогательного двигателя с установленными для него отборами воздуха. Испытания должны показать надежность работы вспомогательного двигателя с включенными отборами воздуха и удовлетворительное функционирование системы и агрегатов отбора, установленных на вспомогательном двигателе;
      6) должно предусматриваться проведение испытаний с утвержденным для вспомогательного двигателя выходным устройством, если иное не установлено программой испытаний;
      7) при всех испытаниях должны применяться топлива и масла, которые утверждены для данного типа вспомогательного двигателя.

      1556. Дополнительно к общей оценке работы вспомогательного двигателя и определения его характеристик должны быть обеспечены заявленные значения следующих величин:
      1) приведенных температур газа на максимальном и минимальном режимах. Эти температуры не должны превышать утвержденных максимальных величин. Все измеренные величины температуры газа должны находиться в согласованных пределах отклонения от средней температуры, полученной при испытаниях;
      2) приведенных величин мощностей на максимальном и максимальном длительном режимах. Эти величины должны находиться в согласованных пределах и устанавливаться на основании государственных испытаний вспомогательного двигателя данного типа;
      3) приведенного расхода топлива вспомогательного двигателя на заявленных режимах;
      4) давления масла на максимальном длительном режиме;
      5) прокачки (циркуляционного расхода) масла; если масляный бак не является неотъемлемой частью вспомогательного двигателя, то прокачку следует измерять при выполнении 4-й части контрольных испытаний;
      6) среднего часового расхода масла.

      1557. При совмещении сдаточных и контрольных испытаний сокращенная программа испытаний должна включать:
      1) приработку вспомогательного двигателя;
      2) отладку и проверку регулировки вспомогательного двигателя на соответствие его парамегров и характеристик заданным техническим условиям;
      3) подтверждение соответствия основных данных вспомогательного двигателя заданным техническим условиям;
      4) приемку вспомогательного двигателя.

232. Сдаточные испытания

      1558. Программа сдаточных испытаний должна предусматривать виды работ и проверок, указанные в таблице 30.

                                                          Таблица 30.

Часть

Продолжительность
работы в часах, мин

Режим работы вспомогательного
газотурбинного двигателя

1

-

Два запуска (один из них холодный)

2

-

Приработка вспомогательного двигателя
согласно предписанной программе

3

-

Проверки, которые необходимы для
подтверждения работоспособности
вспомогательного двигателя (например,
проверка отсутствия утечек топлива и т.п.)

4

0-05

Холостой ход

5

0-30

Максимальный длительный режим

6

0-05

Максимальный режим

7

-

Промежуточные режимы

8

-

Три изменения нагрузки с максимального
длительного режима до холостого хода и
обратно. Прекращение отбора при снижении
режима должно осуществляться за время
0,5-1 секунда

      Примечание 1. Сокращение продолжительности испытании в части 5 может быть допущено, если это признано целесообразным.
      Примечание 2. Если на максимальном режиме время непрерывной работы вспомогательного газотурбинного двигателя меньше 5 минут, то время работы на этом режиме должно соответствовать допустимому по техническим условиям.

      1559. После сдаточных испытаний вспомогательного газотурбинного двигателя должен быть разобран для проверки состояния его деталей. После дефектации вспомогательного двигателя следует собрать и установить на стенд для контрольных испытаний. Допускается разборка в сокращенном объеме (поузловая), если это признано достаточным для дефектации.

      1560. При сокращении объема сдаточных испытаний устанавливается количество (процент) вспомогательных двигателей, испытываемых с нагруженными приводами агрегатов. Это количество испытываемых вспомогательных двигателей может постепенно уменьшиться до полного исключения испытаний с нагруженными приводами агрегатов.

233. Контрольные испытания

      1561. Программа контрольных испытаний должна предусматривать виды проверок, указанные в таблице 31.

                                                          Таблица 31.

Часть

Продолжительность
работы в часах, мин

Режим работы вспомогательного
газотурбинного двигателя

1

-

Три запуска (один из них холодный),
осуществляемые посредством устройств для
запуска, установленных на вспомогательном
двигателе и применяемых в эксплуатации

2

-

Приработка вспомогательного двигателя
согласно предписанной программе

3

-

Проверки, которые необходимы для
подтверждения работоспособности
вспомогательного двигателя (например,
проверка отсутствия утечек топлива и др.)

4

0-15

Максимальный длительный режим

5

-

Три изменения нагрузки от режима холостого
хода до максимального и с максимального до
режима холостого хода. Продолжительность
прекращения отбора воздуха при переходе с
максимального режима на холостой ход
0,5-1 секунда

6

0-05

Максимальный режим

7

-

Определение характеристик вспомогательного
двигателя в диапазоне режимов от
максимального до холостого хода. При
уменьшении нагрузки должно быть снято не
менее 4 точек, при увеличении - не менее
5 точек

      Примечание 1. Сокращение продолжительности испытания в части 1 может быть допущено, если это признано целесообразным.
      Примечание 2. Продолжительность работы в части 6 должна соответствовать допустимому времени непрерывной работы по техническим условиям для данного режима, если оно меньше 5 минут.

234. Дополнительные испытания

      1562. Дополнительным стендовым испытаниям, включающим периодические (комиссионные) и технологические испытания, должны подвергаться серийные и ремонтные вспомогательные газотурбинные двигатели.
      Комиссионными испытаниями должна проверяться стабильность качества выпускаемой продукции.
      Технологическими испытаниями должны проверяться:
      1) конструктивные и технологические изменения, внесенные для усовершенствования серийного и ремонтного вспомогательного двигателя;
      2) таблица предельных износов и зазоров ремонтных вспомогательных двигателей;
      3) содержание группового комплекта для ремонта вспомогательных двигателей.

      1563. Для вспомогательных газотурбинных двигателей серийного производства должна быть отработана методика контроля стабильности запаса газодинамической устойчивости и установлена периодичность проверки.

      1564. Один вспомогательный газотурбинный двигатель, выбранный произвольно из партии, выпущенной за определенный период времени, установленный технической документацией, должен успешно пройти комиссионные испытания по программе 150-часовых стендовых испытаний.

235. Увеличение ресурсов

      1565. Общие требования. Увеличение назначенного ресурса серийного вспомогательного газотурбинного двигателя должно производиться.
      Увеличение ресурса до первого капитального ремонта и межремонтного ресурса серийного вспомогательного двигателя должно производиться для всего парка вспомогательных двигателей данной модификации или для серий данной модификации.
      При подтверждении увеличенных ресурсов (назначенного, до первого капитального ремонта, межремонтного) в испытательные циклы, при необходимости, должны быть внесены уточнения в соответствии с накопленными данными о фактических условиях эксплуатации парка вспомогательных двигателей.

      1566. Увеличение назначенного ресурса вспомогательному газотурбинному двигателю.
      Увеличение временно назначенного ресурса вспомогательному двигателю подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями.
      Увеличение временно назначенных ресурсов основных деталей и узлов производится на основании их эквивалентно-циклических испытаний. При проведении этих испытаний рекомендуется использовать, детали и узлы, имеющие предварительную наработку в эксплуатации.
      При проведении эквивалентно-циклических испытаний основных деталей и узлов, имеющих наработку в эксплуатации Л/э, временно назначенный ресурс определяется по формуле:

      См. бумажный вариант
 

            1567. Увеличение ресурса до первого капитального ремонта.
      Увеличенный ресурс до первого капитального ремонта подтверждается эквивалентно-циклическими испытаниями двух вспомогательных двигателях.
      При увеличении ресурса должны быть учтены данные о результатах эксплуатации парка вспомогательных двигателей и о дефектации вспомогательных двигателей при их ремонтах в пределах ранее действовавших ресурсов. Для получения дополнительной диагностической информации рекомендуется через каждые 150-300 часов наработки производить разборку и дефектацию 1-2 вспомогательных двигателей из числа вспомогательных газотурбинных двигателей с наибольшей наработкой. В счет указанных вспомогательных газотурбинных двигателей разрешается использовать вспомогательные двигатели, снятые с эксплуатации по другим причинам.
      Эквивалентно-циклические испытания проводятся с запасом по числу испытательных циклов по отношению к увеличенному ресурсу. При ресурсах до 1000 часов запас принимается в 20%, а при больших ресурсах запас по числу испытательных циклов должен соответствовать превышению наработки по отношению к устанавливаемому ресурсу на 200 часов.
      Испытания могут проводиться путем доработки до необходимого числа испытательных циклов на вспомогательном газотурбинном двигателе, отработавших в эксплуатации ранее установленный ресурс или его часть, с полным зачетом фактической наработки вспомогательного двигателя в часах и эксплуатационных циклах.
      Вспомогательные газотурбинные двигатели, успешно прошедшие испытания могут быть без разборки использованы для продолжения испытаний с целью дальнейшего увеличения ресурса.
      Испытания одного из указанных вспомогательных двигателей могут производиться по эксплуатационной программе, но с запасом.

      1568. Установление межремонтных ресурсов.
      Межремонтные ресурсы устанавливаются в пределах назначенного ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя.
      Для установления каждого межремонтного ресурса проводятся следующие работы:
      1) эквивалентно-циклические испытания одного ремонтного вспомогательного двигателя на заводе-изготовителе;
      2) испытания одного ремонтного вспомогательного двигателя по согласованной программе на ремонтном заводе;
      3) обобщение опыта эксплуатации парка вспомогательных двигателей за предшествующий ресурс.

236. Воздушные винты

      1569. Общие положения. В главах 236 - 260 изложены требования к воздушным винтам изменяемого шага ВС всех весовых категорий с числом маршевых газотурбинных двигателей не менее двух. Выполнение этих требований является обязательным для обеспечения летной годносги воздушного винта в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1570. Соответствие воздушного винта требованиям глав 236 - 260 должно устанавливаться на основании результатов расчетов, стендовых и летных испытаний, а также на основе опыта эксплуатации:
      1) при сертификации воздушного винта "до установки на ВС" - в объеме требований;
      2) при сертификации ВС - в объеме требований. На этом этапе сертификации засчитываются положительные результаты той части летных испытаний воздушного винта при его сертификации "до установки на ВС", которая удовлетворяет требованиям;
      3) при контроле серийно выпускаемых и ремонтных воздушных винтов - в объеме требований.

      1571. В технической документации на воздушный винт должны быть представлены Руководство по технической эксплуатации, основные данные и ожидаемые условия эксплуатации. Указанные данные составляют официальный статус воздушного винта при его испытаниях, сертификации и эксплуатации.
      Ожидаемые условия эксплуатации, включая осредненные полетные циклы (полетные циклы), должны являться основой для составления программ испытаний воздушного винта и его деталей, подтверждающих соответствие воздушного винта требованиям глав 236 - 260.

      1572. Применение на воздушном винте готовых изделий должно согласовываться с разработчиками этих изделий с учетом условий их работы.

      1573. Воздушный винт должен предъявляться на сертификацию:
      1) с агрегатами, системами и датчиками;
      2) с комплектом технической документации, необходимой для эксплуатации и технического обслуживания;
      3) с комплектом бортового инструмента, приспособлений, контрольно-измерительной и диагностической аппаратуры, обеспечивающими выполнение технического обслуживания, предусмотренного Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания воздушного винта;
      4) с комплектом запасных агрегатов, деталей и расходных материалов, необходимых для выполнения технического обслуживания в соответствии с Регламентом технического обслуживания.

      1574. Определения:

      воздушный винт - лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем и предназначенный для получения тяги, необходимой для движения ВС;

      воздушный винт изменяемого шага - воздушный винт, лопасти которого во время работы могут автоматически или с помощью ручного управления поворачиваться вокруг своих осей и устанавливаться под необходимым углом;

      втулка воздушного винта - часть воздушного винта, соединяющая лопасти с валом двигателя (редуктора);

      центробежный затяжелитель шага - защитное устройство для предотвращения раскрутки воздушного винта путем увеличения его шага;

      центробежный фиксатор шага - защитное устройство для предотвращения раскрутки воздушного винта путем фиксации его шага;

      регулятор воздушного винта - агрегат двигателя, управляющий шагом воздушного винта и автоматически поддерживающий заданную частоту его вращения;

      система регулирования и управления воздушным винтом - система, предназначенная для регулирования частоты вращения воздушного винта изменением угла установки лопастей;

      система флюгирования - система, предназначенная для перевода лопастей воздушного винта во флюгерное положение и включающаяся автоматически и вручную;

      мощность воздушного винта - мощность, затрачиваемая двигателем на вращение воздушного винта;

      отрицательная тяга воздушного винта - тяга воздушного винта в направлении, противоположном движению ВС;

      реверсивный режим работы воздушного винта - режим работы воздушного винта, на котором создается отрицательная тяга при затрате мощности на его вращение;

      опытный воздушный винт - воздушный винт, не проходивший государственных испытаний.

      Примечание. Государственные испытания - испытания опытного воздушного винта, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия воздушного винта требованиям нормативно-технической документации и Норм летной годности, определяюшим сертификацию воздушного винта "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности.

      серийный воздушный винт - воздушный винт, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции, применяемым материалам воздушному винту, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности;

      модифицированный воздушный винт - воздушный винт, являющийся развитием серийного воздушного винта, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность;

      ремонтный воздушный винт - серийный воздушный винт, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса;

      отказы воздушного винта с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
      1) разрушения, которые могут приводить к отрывам лопастей воздушного винта или их частей;
      2) отказы, приводящие к возникновению недопустимой отрицательной тяги;
      ожидаемые условия эксплуатации воздушного винта включают указанные ниже параметры (режимы) полета, параметры состояния и воздействия на воздушный винт внешней среды и эксплуатационные факторы, в том числе изменение этих характеристик (там, где это возможно) по времени за полетный цикл. Полетный цикл должен включать в себя ожидаемые установившиеся режимы и переменные процессы работы воздушного винта, начиная от запуска двигателя на земле до выключения после посадки ВС, а также все режимы при проведении работ по техническому обслуживанию, отнесенные к одному полетному циклу.
      Параметры (режимы) полета:
      1) высота полета;
      2) скорость (число М) полета;
      3) угол наклона оси воздушного винта в пространстве;
      4) перегрузки.
      Параметры состояния и воздействия на воздушный винт внешней среды:
      1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
      2) направление и скорость ветра;
      3) обледенение.
      Эксплуатационные факторы:
      1) ресурсы воздушного винта (в часах, полетных циклах), срок службы (календарное время);
      2) режимы работы воздушного винта (мощности двигателя), число и последовательность выходов на эти режимы за один полетный цикл и допустимая непрерывная и общая продолжительность работы воздушного винта на определенных режимах (в том числе на режимах авторотации и реверсирования), а также сведения о переменных процессах;
      3) характеристики профиля полета;
      4) применяемые рабочие и технические жидкости, присадки;
      5) температуры рабочей жидкости агрегатов воздушного винта;
      6) параметры энергопитания агрегатов;
      7) температура среды в местах установки агрегатов управления воздушным винтом;
      8) покрытие, вид и состояние взлетно-посадочной полосы и места стоянки ВС;
      9) периодичность и виды технического обслуживания воздушного винта;
      10) величины механических и коррозионных повреждений деталей воздушного винта в эксплуатации;
      11) особенности компоновки воздушного винта на двигателе (ВС);

      наработка - продолжительность эксплуатации воздушного винта в полете и наземных условиях, выраженная в часах, числе полетных циклов и т.п.;

      назначенный ресурс воздушного винта (деталей) - суммарная наработка воздушного винта (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния.
      Примечание. В пределах назначенного ресурса воздушного винта могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно назначенного ресурса воздушного винта (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного технической документацией. Временно назначенный ресурс воздушного винта устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, обязательная замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно назначенного ресурса воздушного винта его эксплуатация может быть продолжена.

      основные детали - детали, разрушение или последствия разрушения которых, могут привести к опасным для ВС последствиям;
      Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки воздушного винта и эксплуатации его прототипов;

      ресурс воздушного винта до первого капитального ремонта - установленная наработка oт начала эксплуатации до первого капитального ремонта.
      Примечание. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного технической документацией на воздушный винт. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных Регламентом технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей.

      осредненный полетный цикл (полетный цикл) - изменение по времени режимов работы воздушного винта и других параметров, характеризующих условия его работы на ВС. Полетный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых полетных циклов с использованием данных о фактических условиях работы воздушного винта в эксплуатации;

      испытательный цикл - изменение по времени режимов работы воздушного винта при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в полетных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;

      установившийся режим - режим работы воздушного винта, при котором его параметры не изменяются во времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации на воздушный винт);

      переменный процесс - процесс изменения во времени параметров воздушного винта между двумя установившимися режимами (запуск, останов и пр.).

237. Конструкция воздушного винта

      1575. Общие требования. Воздушный винт с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации, в течение назначенного ресурса и срока службы отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час наработки воздушного винта как события практически невероятные. Подтверждение выполнения этого требования должно проводиться на основе анализа конкретной схемы реальной конструкции, материалов статистической опенки надежности подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатов испытаний данной конструкции.

      1576. Должен быть проведен анализ причин и последствий функциональных отказов воздушного винта с учетом истории доводки воздушного винта и опыта эксплуатации его прототипа или аналога. По отказам, которые могут иметь опасные последствия, должно быть показано, что в конструкции, технологии изготовления и документации по техническому обслуживанию воздушного винта предусмотрены специальные меры:
      1) по предотвращению таких отказов;
      2) по своевременному выявлению и устранению дефектов и повреждений воздушного винта, которые могут привести к возникновению отказов с опасными последствиями.

      1577. Воздушный винт, его агрегаты и системы должны быть спроектированы и изготовлены так, чтобы:
      1) обеспечивалась возможность осмотра, технического обслуживания и ремонта в эксплуатации в соответствии с Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания;
      2) установка воздушного винта на двигатель, а также замена и регулировка его агрегатов были нетрудоемкими.

      1578. Конструкция механизма изменения шага воздушного винта должна обеспечивать перевод его лопастей в любое положение, заданное системой регулирования и управления, в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1579. Положение лопастей воздушного винта должно фиксироваться упорами механизма изменения шага:
      1) механическим упором угла флюгерного положения лопастей (ф ф.п );
      2) механическим или гидравлическим упором промежуточного угла установки лопастей (ф п.у );
      3) механическим или гидравлическим упором минимального угла установки лопастей (ф min );
      4) механическим упором реверсивного угла установки лопастей (ф рев ) для реверсивных воздушных винтов.
      Примечание 1. Допускается совместное применение в механизме изменения шага воздушного винта гидравлического и механического упоров.
      Примечание 2. Допускается оснащение механизма изменения шага воздушного винта дополнительными гидравлическими или механическими упорами при условии, что они не снижают надежности фиксации лопастей упорами, требуемыми данным пунктом.

      1580. В конструкции воздушного винта должна быть предусмотрена защита от превышения частоты вращения сверх максимально допустимого значения при любом изменении режима работы двигателя в диапазоне от режима земного малого газа до взлетного, а также при резком изменении режимов полета.

      1581. При выключенном двигателе в полете и во флюгерном положении лопастей воздушного винта допускается вращение воздушного винта с частотой не более 0,5 с -1 в рабочем направлении.

      1582. Детали воздушного винта и его агрегатов, отказ которых может привести к опасным последствиям, должны маркироваться так, чтобы можно было, используя техническую документацию, получить необходимые сведения об их изготовлении. В технической документации на изготовление этих деталей должен предусматриваться повышенный объем их контроля.

      1583. Конструкция воздушного винта должна допускать возможность статической балансировки в соответствии с технической документацией.

      1584. Должна обеспечиваться взаимозаменяемость воздушных винтов и их агрегатов, предназначенных для установки на ВС и двигателе данного типа. При замене агрегатов допускается регулировка агрегатов воздушного винта согласно Руководства по технической эксплуатации.

      1585. Консервация и расконсервация воздушного винта и его агрегатов не должны требовать их частичной разборки (за исключением демонтажа лопастей).

      1586. Транспортирование воздушного винта в соответствии с технической документацией не должно снижать его работоспособности.

238. Прочность

      1587. Статические и динамические напряжения в деталях воздушного винта не должны при данных особенностях конструкции, используемых материалах и технологии изготовления превышать значений, установленных с учетом опыта эксплуатации и результатов расчетов и испытаний.

      1588. В Руководстве по технической эксплуатации и Регламенте технического обслуживания должны быть указаны допустимые повреждения воздушного винта, которые могут возникать в эксплуатации. Величины допустимых повреждений должны устанавливаться на основании расчетов, испытаний и опыта эксплуатации воздушного винта аналогичной конструкции.

      1589. Статическая прочность воздушного винта должна удовлетворять требованиям.

      1590. Безопасность воздушного винта от флаттера должна обеспечиваться в соответствии с требованиями.

      1591. Обеспечение выносливости конструкции воздушного винта должно проводиться в соответствии с требованиями.

239. Материалы

      1592. Все материалы, применяемые для изготовления воздушного винта и его агрегатов, должны соответствовать требованиям действующих стандартов, нормален и технических условий и должны быть выбраны с учетом действительных условий их работы в конструкции в течение ресурса, а также соответствующих сроков службы и сохраняемости.
      Везде, где это возможно, должны применяться материалы, обладающие достаточными антикоррозионными свойствами и износоустойчивостью.
      Обоснование выбора материалов должно включаться в техническую документацию по воздушному винту.

      1593. Расчетные характеристики материалов воздушного винта, от прочности и сопротивления усталости которых зависит безопасность конструкции, должны основываться на результатах вероятностных оценок свойств полуфабрикатов, применяемых для их изготовления.

240. Технология

      1594. Воздушный винт и его агрегаты должны удовлетворять требованиям пункта 1575.

      1595. Правку лопастей воздушного винта в процессе их изготовления и ремонта необходимо производить в соответствии с нормами допустимых деформаций, указанными в технической документации на конкретный воздушный винт.

      1596. Для повышения степени выносливости наиболее нагруженные детали воздушного винта (лопасти, корпус, стаканы) при необходимости должны быть подвергнуты поверхностному упрочнению по соответствующим технологическим инструкциям.

      1597. Детали воздушного винта или его агрегаты, имеющие каналы для масла, должны подвергаться при изготовлении и ремонте промывке для обеспечения требуемых норм по чистоте его масляной системы.

      1598. Наружные поверхности воздушного винта должны быть защищены от воздействия коррозии и метеорологических факторов, ухудшающих расчетные характеристики его материалов.

241. Ресурсы

      1599. Конструкция воздушного винта должна в течение определенного времени эксплуатации (назначенного ресурса) выдерживать без разрушений, угрожающих безопасности полета, воздействие действующих в эксплуатации нагрузок.
      При сертификации воздушною винта "до установки на ВС" устанавливаются ресурсы воздушною винта в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.

      1600. Ресурсы агрегатов и комплектующих изделий устанавливаются на основании их испытаний в системе воздушного винта (двигателя), а также автономных испытании на специальных установках.

242. Масляная система

      1601. Масляная система воздушного винта должна обеспечивать его нормальное функционирование на всех режимах работы в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1602. Масляная система должна надежно работать на маслах, применяемых на двигателе.

      1603. Фильтры для очистки масла, расположенные за маслонасосами регулятора воздушного винта, должны обеспечивать тонкость фильтрации, предусмотренную технической документацией, а также обладать способностью работать без очистки в течение срока, предусмотренного Регламентом технического обслуживания.

      1604. В конструкции фильтра должен быть клапан для перепуска масла в количестве, необходимом для питания воздушною винта и его агрегатов в случае засорения фильтрующих элементов или при запуске двигателя с температурой масла, близкой к минимальной допустимой по условиям эксплуатации.
      Смыв и унос отложений с фильтрующею элемента при открытии перепускного клапана должен быть исключен.

243. Система регулирования и управления

      1605. Конструкция, монтаж и регулировка элементов управления воздушного винта и его агрегатов должны выполняться исходя из обеспечения их работоспособности в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1606. Все агрегаты воздушного винта должны иметь документацию, подтверждающую их пригодность для летной эксплуатации.

      1607. Система регулирования и управления должна обеспечивать точность поддержания заданной частоты вращения воздушного винта на установившихся режимах, а при переменных процессах ограничивать забросы, провалы и время восстановления частоты вращения воздушного винта в соответствии с технической документацией.

      1608. Система регулирования воздушного винта должна обеспечивать возможность флюгирования лопастей винта с любого угла их установки.

      1609. На режимах положительной тяги система управления реверсированием лопастей воздушного винта должна исключать самопроизвольную выдачу команды на перевод лопастей в реверсивное положение.

      1610. Скорость поворота лопастей воздушного винта при переводе их в реверсивное положение, величина максимальной отрицательной тяги и время ее непрерывного использования должны быть указаны в технической документации.

      1611. Разница частот вращения соосных воздушных винтов должна быть обоснована и указана в технической документации.

      1612. При переводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение расчетные усилия, воздействующие на механизм изменения шага, должны быть не менее чем в 1,5 раза больше максимальных усилий, действующих на механизм изменения шага при нормальной работе воздушного винта в ожидаемых условиях эксплуатации.

      1613. Все агрегаты воздушного винта, приводимые во вращение двигателем, должны быть сконструированы таким образом, чтобы при частоте вращения, превышающей на 25% частоту вращения, соответствующую максимальной регулируемой частоте вращения воздушного винта, сохранялась их работоспособность.

244. Защитные устройства

      1614. Механизм изменения шага воздушного винта должен быть оборудован защитными устройствами:
      1) упором промежуточного угла установки лопастей;
      2) фиксации шага лопастей, например "скользящим упором" или другим устройством;
      3) центробежным затяжелителем шага или центробежным фиксатором шага;
      4) ограничителем отрицательной тяги по сигналу от двигателя.

      1615. Защитные устройства воздушного винта не должны допускать превышения величины отрицательной тяги сверх допустимого ее значения. Отказ защитных устройств должен быть событием практически невероятным.

      1616. Ограничение частоты вращения воздушного винта сверх максимальной рекомендуется производить устройствами, отрегулированными на частоту вращения несколько меньшую той, на которую настраивается устройство, ограничивающее максимальную допустимую частоту вращения ротора двигателя.

245. Противообледенительная система

      1617. Противообледенительная система воздушного винта должна обеспечивать предохранение лопастей от наращивания льда без неблагоприятного влияния на летно-эксплуатационные характеристики ВС.
      Противообледенительная система должна обеспечивать нормальную работу воздушного винта в ожидаемых условиях эксплуатации в течение периода времени, указанного в Руководстве по технической эксплуатации для каждого режима работы двигателя.

      1618. Конструкция противообледенительной системы воздушного винта должна обеспечивать проверку ее исправности на земле и контроль за ее работой в полете.

246. Приводы агрегатов воздушного винта

      1619. Приводы агрегатов воздушного винта и их элементы крепления должны быть спроектированы и выполнены так, чтобы обеспечивалась надежная работа воздушного винта. В случае отказа приводов не должно возникать отказов воздушного винта с опасными последствиями.

247. Регулятор

      1620. Должны предусматриваться меры, предотвращающие опасные превышения частоты вращения сверх установленных их значений в случае отказа регулятора.

      1621. Должна быть обеспечена возможность технического обслуживания, проверки, регулировки и замены регулятора воздушного винта без демонтажа соседних агрегатов.

248. Аппаратура контроля

      1622. Для каждого типа воздушного винта и его агрегатов должен представляться перечень аппаратуры и приборов, необходимых для регулирования и управления воздушным винтом с указанием потребных пределов точности измерений.

      1623. Вблизи каждого ответвления к контрольно-измерительным приборам рекомендуется предусматривать устройства, ограничивающие утечки рабочей жидкости при поломке трубопроводов.

      1624. На воздушном винте и его агрегатах, предъявляемых к испытаниям, может быть установлено дополнительное оснащение для приборов применяемых при испытаниях.

      1625. На агрегатах воздушного винта должны быть установлены датчики или выводы к ним, обеспечивающие предполетную проверку исправности воздушного винта и его агрегатов.

249. Трубопроводы, разъемы, соединения

      1626. Трубопроводы, разъемы, соединения в системах воздушного винта должны удовлетворять требованиям главы 236.

250. Испытания воздушного винта при сертификации
"до установки на ВС"

      1627. Общие требования к стендовым испытаниям. При сертификации "до установки на ВС" воздушный винт должен удовлетворительно пройти следующие стендовые испытания:
      1) специальные испытания;
      2) 150-часовые испытания;
      3) испытания по установлению ресурсов.

      1628. Для оценки результатов стендовых испытаний при сертификации воздушного винта следует учитывать историю доводки воздушного винта.

      1629. При испытаниях в необходимых сочетаниях должны измеряться следующие параметры:
      1) частота вращения воздушного винта;
      2) крутящий момент на валу двигателя;
      3) расход топлива;
      4) температура масла на входе в двигатель и выходе из него;
      5) давление масла в каналах управления шагом воздушного винта и на входе в регулятор воздушного винта;
      6) количество масла, необходимое для ввода лопастей воздушного винта во флюгерное положение и вывода из флюгерного положения;
      7) напряжение и сила тока противообледенительной системы воздушного винта и электродвигателей флюгерных насосов;
      8) электрические сигналы: включения и выключения флюгерного насоса, включения и выключения фиксации лопастей воздушного винта промежуточным упором, закрытия топливного крана выключения двигателя;
      9) угол установки лопастей воздушного винта.
      Примечание. В зависимости от особенностей воздушного винта указанный перечень параметров может изменяться.

      1630. При проведении специальных испытании воздушного винта допускается применение агрегатов, на которых произведена доработка с целью имитации отказов системы регулирования и управления.

      1631. В испытаниях должны применяться масла, указанные в Руководстве по технической эксплуатации. Образцы масла в процессе испытаний должны периодически отбираться для анализа.

      1632. При указанных испытаниях воздушного винта должны быть установлены все предназначенные для него агрегаты и устройства, если в требованиях к конкретным испытаниям не оговорено иное. Положение регулируемых элементов должно быть проверено и отмечено:
      1) при каждой разборке воздушного винта;
      2) при изменении положения регулируемых элементов, если это предусмотрено программой испытаний.

      1633. Компоновка систем стенда (размеры, конфигурация трубопроводов, характеристики электрических проводов, схема фильтрации и др.) при испытаниях воздушного винта должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации воздушного винта, зависящих от этих элементов. Для определения характеристики мощности воздушного винта агрегаты двигателя, не предназначенные для непосредственного обслуживания воздушного винта, должны быть отключены и не должен производиться отбор воздуха из компрессора на самолетные нужды. Испытания воздушного винта, не имеющие целью определение характеристики мощности, должны проводиться, по возможности, с установленными на двигателе самолетными агрегатами, загруженными в соответствии с программой испытаний.

      1634. В процессе 150-часовых испытаний разрешается проводить только обслуживание и ремонт воздушного винта согласно Руководства по технической эксплуатации. Если необходимо прибегнуть к значительному ремонту или замене деталей, то должны быть проведены дополнительные испытания.
      Содержания и условия этих дополнительных испытаний устанавливаются в зависимости от характера и объема проведенных ремонтных работ или замены деталей.

      1635. Измеренные при испытаниях воздушного винта на двигателе величины основных параметров (частота вращения, расход топлива, мощность воздушного винта и др.), значения которых зависят от атмосферных условий, должны приводиться к условиям стандартной атмосферы по формулам.

      1636. Если в результате любого из испытаний или в результате модификации в конструкцию воздушного винта введено какое-либо изменение, то все уже законченные испытания, на которые может повлиять введенное изменение, должны быть повторены.
      Компоновка воздушного винта для 150-часовых стендовых испытаний и испытаний по установлению ресурсов должна полностью совпадать с компоновкой для государственных испытаний. При специальных стендовых испытаниях должна выдерживаться идентичность воздушного винта с его компоновкой для государственных испытаний, по крайней мере, по тем элементам конструкции, которые могут оказать влияние на проверяемые характеристики или свойства воздушного винта.

      1637. Специальные испытания воздушного винта и 150-часовые стендовые испытания должны проводиться на двигателе того типа, для работы с которым он предназначен. Каждый этап испытаний должен проводиться, как правило, без перерыва.

      1638. После завершения 150-часовых испытаний или специальных испытаний воздушный винт и его агрегаты должны быть подвергнуты дефектации в объеме, указанном в программе испытаний.

251. Специальные стендовые испытания

      1639. Воздушный винт и его детали должны удовлетворительно пройти следующие специальные испытания:
      1) по проверке противообледенительной системы лопастей воздушного винта;
      2) на центробежную нагрузку;
      3) с превышением максимальной частоты вращения воздушного винта;
      4) по проверке характеристик воздушного винта при срабатывании его защитных устройств;
      5) по определению максимальных допустимых утечек масла из каналов воздушного винта;
      6) по проверке работы воздушного винта при флюгировании его лопастей;
      7) по определению работоспособности воздушного винта при имитации отказов его отдельных систем;
      8) по проверке прочности воздушного винта;
      9) по проверке работы воздушного винта на реверсивном режиме.

      1640. Проверка противообледенительной системы лопастей воздушного винта.
      Проверка противообледенительной системы лопастей воздушного винта при стендовых испытаниях на двигателе должна проводиться термометрированием обогреваемых поверхностей в "сухом" воздухе в соответствии с программой испытаний.
      Проверка противообледенительной системы лопастей воздушного винта должна быть проведена на следующих режимах:
      1) земного малого газа;
      2) промежуточно установившихся, указанных в программе испытании;
      3) взлетном.

      1641. Испытание на центробежную нагрузку.
      Узел крепления лопастей во втулке воздушного винта должен подвергаться нагрузке в два раза большей, чем нагрузка от максимальной центробежной силы, воздействующей на него при вращении воздушного винта с частотой, соответствующей взлетному режиму. Испытание может быть проведено либо при вращении воздушного винта, либо при статических испытаниях на растяжение.
      Продолжительность приложения повышенной нагрузки должна быть установлена программой испытаний.

      1642. Испытание с превышением максимальной частоты вращения воздушного винта.
      Испытание должно быть проведено в течение 10 минут (20 циклов по 30 секунд) при вращении воздушного винта с частотой, превышающей его максимальную частоту вращения на величину возможного кратковременного заброса при совместной работе воздушного винта с двигателем или превышающей на 5% частоту вращения на взлетном режиме, в зависимости от того какая из них больше.
      Примечание. Допускается уменьшение длительности циклов при сохранении суммарной продолжительности работы с превышением частоты вращения в течение 10 минут.

      1643. Проверка характеристик воздушного винта при срабатывании его защитных устройств.
      Характеристики воздушного винта при срабатывании защитных устройств на режимах, на которых это предусмотрело, при имитации отказов отдельных систем, а также характеристики воздушного винта на реверсивном режиме должны быть определены при испытаниях воздушного винта с двигателем в аэродинамической трубе или, если это невозможно, на ВС (летающей лаборатории).

      1644. Определение максимальных допустимых утечек масла из каналов воздушного винта.
      При испытании должны быть определены максимальные допустимые утечки масла из механизма изменения шага лопастей раздельно по каналам управления большого, малого шага и фиксатора шага и при утечках из двух каналов одновременно.
      При проведении испытания допускается применение дополнительных устройств, позволяющих проводить имитацию последовательно увеличивающихся (через 5 л/мин) утечек из каналов воздушного винта.
      Максимальными допустимыми утечками масла могут быть признаны такие наибольшие утечки, при которых воздушный винт совместно с двигателем работает без отклонений от параметров, заданных технической документацией.

      1645. Проверка работы воздушного винта при флюгировании его лопастей.
      Проверка должна проводиться при минимальной и максимальной температуре масла на входе в двигатель допустимую в эксплуатации, и должна показать, что параметры флюгирования воздушного винта находятся в пределах, установленных технической документацией:
      1) при включении системы флюгирования вручную - во всем диапазоне режимов работы двигателя, а также на выключенном двигателе;
      2) при автоматическом включении системы флюгирования - в диапазоне режимов работы двигателя, предусмотренном технической документацией;
      3) при включении аварийной системы флюгирования - во всем диапазоне режимов работы двигателя.

      1646. Определение работоспособности воздушного винта при имитации отказов его отдельных систем.
      При стендовых испытаниях воздушного винта должна быть проведена имитация указанных ниже отказов. При этом должно быть показано, что отказы не приводят к возникновению недопустимой отрицательной тяги и недопустимому превышению частоты вращения воздушного винта:
      1) по одиночным отказам:
      зависания золотника центробежного механизма регулятора частоты вращения воздушного винта в положении выдачи команды на уменьшение угла установки лопастей;
      утечек из каналов воздушного винта, превышающих по величине утечки;
      2) по двойным отказам:
      зависания золотника центробежного механизма регулятора частоты вращения воздушного вита в положении выдачи команды на уменьшение угла установки лопастей и одновременного отказа центробежного фиксатора шага.
      Для конкретного типа воздушного винта виды отказов и испытаний должны быть установлены программой испытаний.

      1647. Проверка прочности воздушного винта.
      Прочность основных деталей воздушного винта (лопастей, корпусов, стаканов, картеров и валов, в том числе валов соосных воздушных винтов) должна подтверждаться:
      1) проверкой нагрузок (напряжений) основных деталей воздушного винта при испытаниях;
      2) динамическими лабораторными испытаниями на выносливость основных деталей воздушного винта при нагрузках, по возможности отражающих нагруженность в эксплуатации;
      3) испытаниями по установлению ресурсов воздушного винта;
      4) проверкой соответствия заданным значениям запасов прочности;
      5) проверкой защиты от флаттера и лабораторными испытаниями по определению частотных характеристик лопастей воздушного винта.
      При обнаружении в пределах рабочего диапазона частот вращения воздушного винта режимов с повышенным по условиям прочности уровнем переменных напряжений в вале или в валах (соосных винтов) должны быть проведены испытания по определению предела выносливости при приложении совокупности нагрузок, действующих на вал в эксплуатации. В случае невозможности проведения испытаний с такой совокупностью нагрузок к валу должна прикладываться основная нагрузка, определяющая его усталостную прочность. Влияние на усталостную прочность вала нагрузок, не воспроизводимых при испытаниях, должно быть оценено расчетным путем.
      Примечание. В отдельных случаях предел выносливости валов может быть оценен по результатам испытаний аналогичных конструкций.

      1648. Проверка работы воздушного винта на реверсивном режиме.
      Должно быть проверено соответствие скорости поворота лопастей при переводе их в реверсивное положение значению, заданному технической документацией.
      Должны быть определены максимальная и минимальная частоты вращения воздушного винта и плавность изменения частоты его вращения при переходе на режим реверсирования тяги.
      Испытаниями должно быть показано, что не происходит самопроизвольный переход лопастей воздушного винта в реверсивное положение.

252. 150-часовые стендовые испытания

      1649. При 150-часовых стендовых испытаниях должно быть определено:
      1) соответствие воздушного винта требованиям, указанным в технической документации;
      2) работоспособность воздушного винта и систем его регулирования и управления.

      1650. Программа 150-часовых стендовых испытаний воздушного винта должна включать:
      1) подготовительные работы;
      2) проверки характеристик и работоспособности воздушного винта и его систем на двигателе;
      3) испытания воздушного винта совместно с двигателем;
      4) дополнительные испытания воздушного винта;
      5) работы после испытаний.

      1651. В подготовительные работы перед 150-часовыми стендовыми испытаниями должны входить:
      1) изучение и проверка материалов предъявления воздушного винта на испытания;
      2) приемка воздушного винта на испытания, которая включает:
      внешний осмотр всех деталей и микрометрический обмер трущихся деталей воздушного винта;
      сборку и статическую балансировку воздушного винта;
      проверку геометрических характеристик воздушного винта;
      взвешивание воздушного винта;
      лабораторную проверку воздушного винта и регулятора частоты вращения;
      Примечание. Лабораторная проверка проводится на стендах без двигателя и включает, например, определение величин утечек по каналам управления воздушным винтом, настройку защитных устройств и др.
      подготовку и установку на стенд измерительной аппаратуры;
      установку и отладку воздушного винта на двигателе.

      1652. В проверки характеристик и работоспособности воздушного винта и его систем на двигателе должны входить:
      1) проверка устойчивости поддержания установившихся частот вращения воздушного винта на различных режимах работы двигателя;
      2) проверка заданной технической документацией разности частот вращения соосных воздушных винтов;
      3) проверка работы воздушного винта при положительных и отрицательных углах установки лопастей на различных установившихся режимах работы двигателя;
      4) проверка работы воздушного винта при переменных процессах двигателя;
      5) проверка работоспособности защитных устройств: промежуточного упора, фиксатора шага лопастей, центробежного затяжелителя шага лопастей и др.;
      6) проверка работоспособности системы флюгирования лопастей при вводе последних во флюгерное положение от ф min или ф рев при режимах работы двигателя, устанавливаемых программой испытании, и при выводе из флюгерного положения:
      при включении системы на ввод лопастей во флюгерное положение вручную;
      при автоматическом включении системы от различных предусмотренных сигналов (по крутящему моменту, по отрицательной тяге и др.);
      при включении аварийной системы флюгирования;
      проверка давления масла в каналах управления механизмом изменения шага воздушного винта;
      проверка влияния температуры масла на входе двигателя на поддержание заданной частоты вращения воздушного винта.

      1653. Испытания воздушного винта совместно с двигателем должны проводиться по программе 150-часовых стендовых испытаний двигателя.

      1654. Должны быть проведены дополнительные стендовые испытания для того, чтобы общее число переключений механизма изменения шага и вводов лопастей во флюгерное положение с учетом стендовых испытаний составляло не менее:
      1) 375 переключений механизма воздушного винта с изменением режима работы двигателя от земного малого газа до максимального продолжительного режима и обратно;
      2) 875 переключений от режима земного малого газа до режима, соответствующего 0,6-0,85 максимального продолжительного, и обратно;
      3) 300 проверок при переменных процессах двигателя;
      4) 1450 выключений промежуточного упора лопастей при изменении режима работы двигателя;
      5) 60 вводов лопастей во флюгерное положение при включении вручную системы флюгирования на работающем двигателе и 15 - при выключенном двигателе;
      6) 100 вводов лопастей во флюгерное положение при автоматическом включении системы флюгирования;
      7) 40 вводов лопастей во флюгерное положение при включении аварийной системы флюгирования;
      8) 190 частичных флюгирований лопастей;
      9) 400 переключений механизма воздушного винта, имеющего реверсивный режим работы, от ф п.у до ф рев и обратно.
      Примечание. Дополнительные переключения механизма изменения шага воздушного винта допускается проводить на другом экземпляре двигателя того же типа или на лабораторных стендах.

      1655. В течение 25% продолжительности 150-часовых стендовых испытаний должна быть включена противообледенительной системы лопастей воздушного винта. Режимы работы с включенной, противообледенительной системы должны определяться программой испытаний.

      1656. После 150-часовых стендовых испытаний должны быть выполнены следующие работы:
      1) лабораторная проверка воздушного винта и регулятора частоты вращения;
      2) разборка воздушного винта и регулятора частоты вращения, осмотр и дефектация их деталей;
      3) микрометрический обмер трущихся деталей воздушного винта и регулятора частоты вращения;
      4) специальный контроль деталей воздушного винта и регулятора частоты вращения согласно технической документации;
      5) исследование дефектных деталей воздушного винта и регулятора частоты вращения;
      6) обработка материалов испытания и составление акта по результатам испытаний.

      1657. Результаты 150-часовых стендовых испытаний могут быть признаны удовлетворительными, если подтверждено соответствие воздушного винта требованиям, установленным технической документацией.

253. Испытания по установлению ресурсов воздушного винта

      1658. Для установления ресурсов воздушного винта должны быть проведены испытания, предусмотренные пунктом 1600.

      1659. Общие требования к летным испытаниям воздушного винта. При сертификации "до установки на ВС" воздушный винт должен удовлетворительно пройти летные испытания, включающие проверки:
      1) летно-эксплуатационных характеристик воздушного винта и систем его регулирования и управления на основных эксплуатационных режимах;
      2) вибрационного нагружения элементов воздушного винта;
      3) работоспособности противообледенительной системы;
      4) работоспособности автоматических систем защиты от недопустимой отрицательной тяги воздушного винта;
      5) работоспособности системы реверсирования тяги воздушного винта;
      6) работы воздушного винта в полетах по типовому профилю.

      1660. Испытаниям должен подвергаться воздушный винт, соответствующий по конструкции и основным данным воздушному винту, предъявляемому на государственные испытания. Испытания могут проводиться с другими воздушными винтами того же типа, имеющими отличия от указанного выше образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      1661. Испытания должны проводиться на двигателе того типа, для работы с которым воздушный винт предназначен. Мощность и другие данные двигателя, определяющие режимы работы воздушного винта, должны соответствовать данным образца этого типа двигателя, предъявляемого на государственные испытания.

      1662. Испытания допускается выполнить либо на ВС того типа, для которого воздушный винт с двигателем предназначены, либо на воздушном судне другого типа, специально оборудованного для их летных испытаний (на летающей лаборатории). При этом конструкция и компоновка элементов силовой установки, в которую входит испытываемый воздушный винт, а также элементов и систем ВС, влияющих на работу воздушного винта, должны обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации воздушного винта, зависящих от этих элементов (например, по температуре среды в местах установки агрегатов воздушного винта, температуре рабочей жидкости его механизмов, параметрам электропитания агрегатов). Допускается применение имитаторов, создающих эти условия.

254. Летные испытания

      1663. Проверка летно-эксплуатационных характеристик воздушного винта и систем его регулирования и управления на основных эксплуатационных режимах.
      Проверка в условиях летной эксплуатации должна показать работоспособность воздушного винта, правильность выбора основных фиксируемых упорами углов установки его лопастей, а также соответствие других летно-эксплуатационных характеристик воздушного винта, системы его регулирования и управления, средств контроля работы, входящих в конструкцию, требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность регулирования частоты вращения воздушного винта и разность частот вращения соосных воздушных винтов на всех установившихся режимах, на которых двигатель проверяется;
      2) работоспособность механизма поворота лопастей воздушного винта и характеристики качества регулирования его частоты вращения, в том числе максимальные величины и длительность отклонений частоты вращения воздушного винта от ее равновесных значений при переменных процессах в двигателе, включая запуски, на которых он проверяется;
      3) работоспособность механизма поворота лопастей воздушного винта при принудительных (вручную) включениях имеющихся систем ввода лопастей во флюгерное положение и при выводе из него на всех типовых этапах полета, горизонтальных "площадках" и маневрах, на которых проверяется двигатель;
      4) правильность выбора флюгерного угла установки лопастей воздушного винта. Проверка должна показать, что в диапазоне скоростей полета, соответствующем ожидаемым условиям эксплуатации, воздушный винт либо не вращается, либо вращается в рабочем направлении с частотой не более 0,5 с -1 ;
      5) правильность выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта, при котором в наземных условиях (при стоянке ВС) должны обеспечиваться:
      нормальный запуск одновального двигателя;
      достаточный обдув теплообменника маслосистемы на режиме земного малого газа;
      тяга воздушного винта на режиме земного малого газа в пределах, указанных в технической документации;
      6) работоспособность средств контроля работы воздушного винта, входящих в его конструкцию.
      При испытаниях следует оценить влияние длительной работы воздушного винта в крейсерском полете на работоспособность механизма поворота лопастей и системы регулирования и управления при переменных процессах в двигателе и при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение и выводе из него. Проверку следует провести после работы при температуре атмосферного воздуха не выше 40 о С в течение не менее 2 часов на максимальном крейсерском режиме двигателя, указанном в Руководстве по технической эксплуатации, или в течение максимальной возможной в эксплуатации продолжительности работы на этом режиме, если она менее двух часов.

      1664. Проверка вибрационного нагружения элементов воздушного винта.
      Проверка должна показать, что условия летной эксплуатации воздушного винта не приводят к такому повышению уровня вибрационного нагружения его элементов, которое недопустимо по выносливости и ресурсу воздушного винта.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта на земле в условиях и на режимах работы турбовинтового двигателя, на которых он проверяется;
      2) характер и уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта на всех режимах полета и работы турбовинтового двигателя, на которых он проверяется.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта ветровых условий у земли.
      Проверке для определения вибрационного нагружения подлежат лопасти воздушного винта, а также валы, корпуса и другие его элементы, перечень которых должен быть определен на основании результатов стендовых испытаний этого типа воздушного винта и опыта доводки других воздушных винтов, имеющих аналогичную конструкцию.

      1665. Проверка работоспособности противообледенительной системы.
      Проверка должна показать, что в условиях летной эксплуатации противообледенительной системы воздушного винта с элементами средств ее управления и контроля, входящими в конструкцию воздушного винта, работоспособна и не оказывает недопустимого влияния на параметры двигателя.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, которые допускается выполнить только в "сухом" воздухе.
      Летные испытания должны быть произведены на различных высотах полета до 11000 метров включительно или до максимальной высоты согласно ожидаемым условиям эксплуатации воздушного винта, если она менее 11000 метров, с охватом ожидаемого в эксплуатации диапазона скоростей полета. При испытании на различных режимах двигателя в диапазоне от режима земного (полетного) малого газа до взлетного (максимального) режима должны быть оценены:
      1) работоспособность противообледенительной системы (например, по параметрам, характеризующим - работу электронагревателей противообледенительной системы), работоспособность средств управления и контроля противообледенительной системы, входящих в конструкцию воздушного винта;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя.

      1666. Проверка работоспособности автоматических систем защиты от недопустимой отрицательной тяги воздушного винта.
      Проверка в условиях летной эксплуатации воздушного винта должна показать:
      1) работоспособность и помехозащищенность систем защиты от недопустимой отрицательной тяги воздушного винта;
      2) соответствие летно-эксплуатапионных характеристик систем данным технической документации;
      3) работоспособность средств контроля защитных систем в эксплуатации, входящих в конструкцию воздушного винта.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность автоматических систем флюгирования лопастей воздушного винта, ограничения отрицательной тяги, ограничения промежуточного положения лопастей при нормальной работе двигателя на режимах, где эти системы должны вступать в работу, и при имитации отказов двигателя и системы регулирования и управления воздушного винта. При этом должны быть определены границы надежного срабатывания систем по параметрам (режимам) полета, прямым или косвенным способом оценено изменение тяги двигателя, в том числе на режиме авторотации воздушного винта при положении его лопастей на упорах промежуточного и минимального углов установки (если использование минимального угла в полете предусмотрено Руководством по технической эксплуатации);
      2) достаточность запасов по параметрам срабатывания датчиков системы автоматического флюгирования, исключающих ее срабатывание на режимах нормальной работы двигателя, где вступление в работу системы не предусмотрено;
      3) правильность выбора промежуточного угла установки лопастей воздушного винта, при котором должны обеспечиваться устойчивая работа двигателя на посадочных режимах в ожидаемых условиях эксплуатации и требуемая согласно технической документации его приемистость, а величина отрицательной тяги при авторотации должна быть минимально возможной;
      4) работоспособность средств контроля защитных систем в эксплуатации, входящих в конструкцию воздушного винта.
      При испытаниях следует оценить влияние температуры атмосферного воздуха в диапазоне ее изменения, если это влияние ожидается существенным.

      1667. Проверка работоспособности системы реверсирования тяги воздушного винта.
      Проверка в условиях летной эксплуатации воздушного винта должна показать:
      1) работоспособность системы реверсирования тяги;
      2) устойчивость работы двигателя и воздушного винта и соответствие их параметров на режимах реверсирования тяги данным технической документации;
      3) работоспособность средств контроля системы реверсирования тяги воздушного винта, входящих в его конструкцию.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы реверсирования тяги, устойчивость работы и параметры двигателя на установившихся режимах и при включении, работе и выключении системы на тех этапах полета, на которых разрешено использование системы;
      2) время перехода лопастей на режим реверсирования тяги, достижения отрицательной тяги и перехода на режим положительной тяги;
      3) работоспособность средств контроля работы системы реверсирования тяги воздушного винта, входящих в его конструкцию.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.

      1668. Проверка работы воздушного винта в полетах по типовому профилю.
      Для подтверждения достоверности выбора режимов программ стендовых ресурсных испытаний воздушного винта должна быть проведена проверка в полетах по типовым профилям ожидаемых условий эксплуатации объемом не менее 50 полетных циклов.

255. Испытания воздушного винта при сертификации ВС

      1669. Общие требования. При сертификации воздушного судна воздушный винт должен удовлетворительно пройти летные испытания по проверке:
      1) воздушного винта на установившихся режимах и при переменных процессах в двигателе;
      2) вибрационного нагружения элементов воздушного винта;
      3) противообледенительной системы воздушного винта и ее эффективности в условиях естественного обледенения;
      4) обеспеченности защиты ВС от недопустимой для воздушного судна отрицательной тяги воздушного винта;
      5) реверсивного режима работы воздушного винта и его влияния на характеристики ВС;
      6) параметров полетного цикла воздушного винта;
      7) эксплуатационной технологичности воздушного винта.

      1670. Испытаниям должен подвергаться воздушный винт, соответствующий по конструкции и основным данным воздушному винту, предъявляемому на государственные испытания или их прошедшему. Испытания могут проводиться с другими воздушными винтами того же типа, имеющими отличия от вышеуказанного образца, не влияющие существенно на проверяемые характеристики.

      1671. Испытания воздушного винта должны проводиться на двигателе того типа, для работы с которым воздушный винт предназначен. Мощность и другие данные двигателя, определяющие режимы работы воздушного винта, должны соответствовать данным образца этого типа двигателя, предъявляемого на государственные испытания или прошедшего их.

      1672. Испытания проводятся на ВС того типа, для которого воздушный винт с двигателем предназначены. Испытаниям должны быть подвергнуты все те двигатели, воздушные винты которых работают из-за своего расположения на ВС в различных условиях.

      1673. Отдельные части испытаний допускается выполнить на летающей лаборатории, если на ней достаточно полно (в отношении проверяемых характеристик) воспроизведены конструкция и компоновка элементов силовой установки, а также связанных с воздушным винтом или влияющих на его работу элементов и систем воздушного судна, для которого воздушный винт предназначен.

      1674. При испытаниях следует оцепить влияние на проверяемые характеристики взаимодействия воздушных винтов в силовой установке и возможных отклонений в работе, связанных с воздушным винтом функциональных систем ВС, если есть основание считать это влияние существенным.

256. Летные испытания воздушного винта

      1675. Проверка воздушного винта на установившихся режимах и при переменных процессах в двигателе.
      Проверка в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить работоспособность воздушного винта и правильность выбора основных, фиксируемых упорами углов установки его лопастей, а также соответствие других летно-эксплуатационных характеристик воздушного винта, его системы регулирования, управления и средств контроля работы требованиям и данным технической документации.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) устойчивость и точность регулирования частоты вращения воздушного винта и разности частот вращения соосных воздушных винтов на всех установившихся режимах, на которых двигатель проверяется;
      2) работоспособность механизма поворота лопастей воздушного винта и характеристики качества регулирования его частоты вращения, в том числе максимальные величины и длительность отклонений частоты вращения воздушного винта от ее равновесных значений при переменных процессах, включая запуски, на которых двигатель проверяется;
      3) работоспособность механизма поворота лопастей воздушного винта и всех имеющихся систем флюгирования лопастей при их принудительном (вручную) вводе во флюгерное положение и выводе из него с охватом проверкой всех этапов полета по типовым профилям применения ВС, в том числе режимов взлета, крейсерского полета с одним неработающим двигателем, посадки, а также запуска двигателя в полете;
      4) правильность выбора флюгерного угла установки лопастей воздушного винта. Проверка должна показать, что во всем диапазоне скоростей до скорости, превышающей не менее чем на 10% максимальную скорость горизонтального полета с одним неработающим двигателем, а также при снижении с максимальной допустимой скоростью воздушный винт либо не вращается, либо вращается в рабочем направлении с частотой не более 0,5 с -1 ;
      5) правильность выбора минимального угла установки лопастей воздушного винта, при котором в наземных условиях (при стоянке ВС) должны обеспечиваться:
      нормальный запуск одновального двигателя;
      достаточный обдув теплообменника маслосистемы на режиме земного малого газа;
      тяга на режиме земного малого газа в пределах величины, выбранной с учетом обеспечения надежной работы тормозов колес ВС и удобства управления ВС при рулении;
      6) работоспособность средств контроля работы воздушного винта. При испытаниях следует оценить влияние длительной работы воздушного винта в крейсерском полете на работоспособность механизма поворота его лопастей и системы регулирования и управления при переменных процессах в двигателе и при вводе лопастей воздушного винта во флюгерное положение и выводе из него. Проверку следует провести после работы при температуре атмосферного воздуха не выше минус 40 о С в течение не менее 2 часов на крейсерском режиме полета или в течение максимальной возможной продолжительности крейсерского полета, если она менее 2 часов.

      1676. Проверка вибрационного нагружения элементов воздушного винта.
      Проверка должна подтвердить, что условия эксплуатации воздушного винта на ВС не приводят к такому повышению уровня вибрационного нагружения его элементов, которое недопустимо по условиям выносливости. Определение нагрузок (напряжений) следует проводить.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) характер и уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта в наземных условиях в эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя и при рулении ВС с разворотами на максимально возможных (допустимых) угловых скоростях;
      2) характер и уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта на всех режимах полета ВС и работы двигателя, на которых он проверяется, а также при выключении и запуске двигателя.
      При испытаниях должно быть оценено влияние на уровень вибрационного нагружения элементов воздушного винта следующих факторов:
      1) ветровых условий у земли;
      2) сочетания режимов работы проверяемого и рядом расположенного воздушного винта в случае перекрытия их плоскостей вращения или близкого расположения этих воздушных винтов.
      Проверке для определения вибрационного нагружения подлежат лопасти воздушного винта, а также валы, корпуса и другие элементы, перечень которых должен быть определен на основании результатов стендовых испытаний, летных испытаний этого типа воздушного винта и опыта доводки других воздушных винтов, имеющих аналогичную конструкцию.

      1677. Проверка противообледенительной системы воздушного винта и ее эффективности в условиях естественного обледенения.
      Проверка в условиях работы воздушного винта на ВС должна подтвердить результаты расчетов, стендовых испытаний системы и ее летных испытаний и в совокупности с ними показать, что при эксплуатации противообледенительной системы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации ВС в условиях обледенения не могут возникнуть нарушения работы воздушного винта и опасные последствия влияния остаточного льдообразования на летно-эксплуатационные характеристики двигателя и воздушного судна и прочность их конструкции.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями в контролируемых условиях обледенения. Испытания должны быть проведены в установленном программой испытаний диапазоне высот полета на скоростях, соответствующих рекомендованным для эксплуатации при нормальной работе всех двигателей ВС, а также при имитации отказа некоторых из них при выключении двигателя. При этом на различных режимах работы двигателя с охватом эксплуатационного диапазона их изменения должны быть оценены:
      1) работоспособность противообледенительной системы воздушного винта (тепловое состояние обогреваемых элементов, параметры системы обогрева и др. в зависимости от типа противообледенительной системы) и средств ее управления и контроля, эксплуатационные особенности;
      2) влияние работы противообледенительной системы на параметры двигателя;
      3) эффективность противообледенительной системы в условиях обледенения, влияние остаточного льдообразования на совместную работу воздушного винта и двигателя;
      4) возможность отрыва частиц льда от обтекателя и лопастей воздушного винта и последствия попадания их на элементы двигателя и ВС.

      1678. При испытаниях должно быть оценено влияние запаздывания включения противообледенительной системы длительностью 1 минута и продолжительности полета на каждом проверяемом режиме в условиях обледенения на возможные последствия отрыва частиц льда от обтекателя и лопастей воздушного винта.

      1679. Проверка обеспеченности защиты ВС от недопустимой для воздушного судна отрицательной тяги воздушного винта.
      Проверка в условиях эксплуатации воздушного винта на ВС должна подтвердить:
      1) работоспособность и помехозащищенность систем защиты от недопустимой отрицательной тяги воздушного винта;
      2) соответствие летно-эксплуатационных характеристик систем данным технической документации;
      3) невозможность возникновения недопустимой для ВС отрицательной тяги при нормальной работе силовой установки, а также при отказах двигателя и отказах в системе регулирования и управления воздушного винта;
      4) работоспособность средств контроля защитных систем.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность систем флюгирования лопастей воздушного винта, ограничения отрицательной тяги, ограничения промежуточного положения лопастей при нормальной работе силовой установки на режимах, где эти системы должны вступать в работу, и при отказах двигателя и системы регулирования и управления воздушного винта. При этом должны быть определены границы надежного срабатывания систем по параметрам (режимам) полета, прямым или косвенным способом оценено изменение тяги силовой установки на режиме авторотации воздушного винта при положении его лопастей на упорах промежуточного и минимального углов установки (если использование минимального угла в полете предусмотрено Руководством по технической эксплуатации);
      2) достаточность запасов по параметрам срабатывания датчиков системы автоматического флюгирования, исключающих ее срабатывание на режимах нормальной работы двигателя, где вступление в работу системы не предусмотрено;
      3) правильность выбора промежуточного угла установки лопастей воздушного винта с учетом допустимой для ВС величины отрицательной тяги при авторотации, обеспеченность устойчивой работы двигателя, а также соответствие времени приемистости с полетного малого газа и земного малого газа в условиях ухода на второй круг требованиям технической документации;
      4) обеспеченность защиты ВС от появления недопустимой отрицательной тяги воздушного винта, влияние срабатывания защитных систем на устойчивость, управляемость и летные характеристики ВСа, а также влияние несинхронности съема лопастей воздушных винтов с упоров промежуточного угла на устойчивость и управляемость ВС при пробеге;
      5) работоспособность средств контроля защитных систем воздушного винта.
      При испытаниях следует оценить влияние температуры атмосферного воздуха в диапазоне ее изменения, если это влияние ожидается существенным.

      1680. Проверка реверсивного режима работы воздушного винта и его влияния на характеристики ВС.
      Проверка в условиях эксплуатации на ВС должна подтвердить:
      1) работоспособность системы реверсирования тяги;
      2) устойчивость работы двигателя и воздушного винта и соответствие их параметров на режимах реверсирования тяги данным технической документации;
      3) отсутствие недопустимого влияния реверсирования воздушного винта на поведение и летные характеристики ВС;
      4) работоспособность средств контроля системы реверсирования тяги воздушного винта.
      Проверку следует производить наземными и летными испытаниями, при которых должны быть оценены:
      1) работоспособность системы реверсирования тяги и средств контроля ее работы, устойчивость и параметры работы двигателя на установившихся режимах при включении, работе и выключении системы на тех этапах полета, на которых разрешено применение реверсивного режима работы;
      2) влияние воздушных винтов, работающих на режиме реверсирования тяги, на работу и параметры соседних двигателей силовой установки;
      3) влияние работы системы реверсирования тяги и ее характеристик, в том числе времени достижения максимальной отрицательной тяги и синхронности перехода на реверсивный режим симметричных воздушных винтов, на поведение и летные характеристики ВС;
      4) влияние невключения реверсивного режима одного из воздушных винтов на поведение ВС при его пробеге после посадки. Необходимость проверки устанавливается на основании предварительного анализа возможности и последствий такого отказа.
      При испытаниях должно быть оценено влияние (если оно ожидается существенным) на характеристики ветровых условий и температуры атмосферного воздуха у земли.

      1681. Проверка параметров полетного цикла воздушного винта.
      Для ожидаемых условий эксплуатации должны быть определены параметры полетного цикла воздушного винта на двигателе ВС данного типа с целью уточнения испытательного цикла. Объем определяется программой летных испытаний.

      1682. Проверка эксплуатационной технологичности воздушного винта.
      Проверка должна показать, что в эксплуатационных условиях на ВС обеспечивается удобный, безопасный и контролируемый осмотр, техническое обслуживание и замена воздушного винта, его деталей, узлов и агрегатов согласно указаниям Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания.
      При проверке, которую следует провести непосредственно на ВС в условиях стоянки и других условиях, предписанных Регламентом технического обслуживания, следует оценить:
      1) обеспеченность удобного, безопасного и контролируемого осмотра, технического обслуживания и замены воздушного винта, его агрегатов и систем указаниями Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания;
      2) взаимозаменяемость воздушных винтов в применяемых на ВС компоновках силовой установки;
      3) обеспеченность консервации и расконсервации воздушного винта. Проверку следует провести в различных климатических условиях эксплуатации ВС.

257. Испытания серийных и ремонтных воздушных винтов

      1683. Серийные и ремонтные воздушные винты должны подвергаться сдаточным и контрольным лабораторным испытаниям и переборкам и дополнительным испытаниям. При испытании ремонтных воздушных винтов могут предусматриваться методы, условия и объем испытаний, отличающиеся от предписанных программами сдаточных и контрольных испытаний.

      1684. Объем испытаний и переборок серийных и ремонтных воздушных винтов с исследованием состояния деталей после их разборки может быть сокращен, если будет показано, что совершенство конструкции, качество и контроль изготовления, а также методика испытаний обеспечивают при соблюдении правил обслуживания, предписанных Руководством по технической эксплуатации, сохранение работоспособности воздушного винта в течение межремонтного ресурса.
      Примечание 1. Любое сокращение объема испытаний может быть пересмотрено при ухудшении работоспособности воздушного винта или при введении значительных изменении в его конструкцию.
      Примечание 2. Объем испытаний ремонтных воздушных винтов может отличаться от объема испытаний серийных воздушных винтов.
      Примечание 3. При производстве воздушных винтов малыми сериями объем испытаний, и количество их переборок может сокращаться.

258. Сдаточные и контрольные испытания

      1685. Воздушные винты (серийные и ремонтные) должны проходить сдаточные и контрольные испытания на лабораторных стендах по программе с целью:
      1) проверки качества изготовления и сборки;
      2) проверки соответствия параметров и характеристик данным, установленным технической документацией;
      3) приемки воздушного винта (при проведении контрольных испытаний).
      Примечание. При соответствующем обосновании сдаточные и контрольные испытания могут совмещаться.

      1686. Испытания должны проводиться в условиях и в последовательности, указанных в программах сдаточных и контрольных испытаний, в соответствии с общими требованиями, а также следующими дополнительными положениями:
      1) если в процессе сдаточных испытаний выявится необходимость замены какого-либо основного узла или детали, перечень которых приведен в технической документации, эти испытания или их часть должны быть повторены в согласованном объеме;
      2) если в процессе сдаточных испытаний выявится необходимость замены какого-либо элемента конструкции или детали, то такая замена может быть разрешена, если она не влияет на результаты данных испытаний.

      1687. Программа сдаточных и контрольных испытаний, как минимум, должна включать:
      1) испытание на функционирование механизма изменения шага воздушного винта;
      2) проверку настройки защитных устройств;
      3) проверку герметичности;
      4) проверку чистоты внутренних полостей;
      5) проверку геометрических размеров лопастей;
      6) проведение статической балансировки.

259. Дополнительные испытания

      1688. Дополнительным стендовым испытаниям, включающим периодические (комиссионные) и технологические испытания, должны подвергаться воздушные винты серийного производства.

      1689. Комиссионные стендовые испытания воздушного винта могут быть совмещены с комиссионными испытаниями двигателя. В случае невозможности их совмещения должны быть проведены динамические испытания силовых элементов конструкции и деталей механизма втулки воздушного винта на лабораторных стендах. Лопасти воздушного винта данного типа должны подвергаться динамическим испытаниям по соответствующим программам.

      1690. Партии воздушных винтов, выпущенные серийным заводом за установленный календарный срок, могут быть допущены к эксплуатации, если признано, что произвольно выбранный из партии воздушный винт успешно выдержал коммиссионные испытания, а дефектация подтвердила его пригодность к дальнейшему применению.

      1691. Воздушные винты с новыми конструктивными или производственно-технологическими мероприятиями, введение которых может влиять на прочностные характеристики могут быть допущены к эксплуатации, если получены удовлетворительные результаты испытаний.

260. Увеличение ресурсов

      1692. Увеличение ресурсов должно производиться в соответствии с главами 48-49 настоящих Норм.