СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
(a) Силовая установка самолета включает в себя каждый компонент, который:
(1) Необходим для создания тяги.
(2) Осуществляет управление основными двигательными установками; или
(3) Обеспечивает безопасность основных двигательных установок в периоды между плановыми осмотрами или ремонтами.
(b) Для каждой силовой установки:
(1) Установка должна удовлетворять:
(1) инструкциям по установке, предусматриваемым параграфом 33.5 Части 33 Авиационных правил;
(ii) применимым положениям настоящего раздела.
(2) Компоненты установки должны быть сконструированы, расположены и установлены таким образом, чтобы обеспечивалась их непрерывная безопасная эксплуатация в периоды между обычными осмотрами или ремонтами.
(3) Установка должна быть доступна для необходимых осмотров и технического обслуживания.
(4) Основные компоненты установки должны иметь металлизацию, электрически соединяющую их с другими частями самолета.
(c) Для каждой силовой установки и вспомогательной силовой установки должно быть доказано, что никакой единичный отказ или возможная комбинация отказов не будет угрожать безопасной эксплуатации самолета; при этом последствия отказов структурных элементов можно не рассматривать, если возникновение этих отказов практически невероятно.
(d) Каждая вспомогательная силовая установка должна удовлетворять применимым требованиям настоящего раздела.
(a*) В требованиях настоящего раздела выражения типа «безопасная эксплуатация», «безопасность самолета», «безопасный полет» и т. п. означают отсутствие в полетах особых ситуаций, не приемлемых согласно разделу А-0 настоящих Норм.
(а) Сертификат типа двигателя.
(1) Каждый двигатель должен иметь сертификат типа и отвечать относящимся к нему требованиям Части 34 Авиационных Правил.
(2) Каждый газотурбинный двигатель должен:
(i) либо соответствовать параграфам 33.76, 33.77 и 33.78 Части 33 Авиационных правил; или
(ii) [Зарезервирован];
(iii) [Зарезервирован];
(iv) иметь опыт эксплуатации на подобных по размещению установках, свидетельствующий, что попадание посторонних предметов не приводит к каким-либо опасным состояниям.
(b) Изоляция двигателя. Двигательные установки должны располагаться и изолироваться друг от друга для сохранения работоспособности по крайней мере при одной конфигурации систем силовой установки таким образом, чтобы отказ любого двигателя или любой системы, влияющей на работу двигателя, не мог:
(1) Препятствовать непрерывной безопасной работе остальных двигателей; или
(2) Требовать немедленных действий со стороны любого члена экипажа для обеспечения непрерывной безопасной работы остальных двигателей.
(c) Управление вращением двигателя. Должны быть предусмотрены средства индивидуальной остановки вращения ротора любого двигателя в полете, за исключением того, что для газотурбинных двигательных установок эти средства необходимо предусматривать только в том случае, если продолжающееся вращение может угрожать безопасности самолета. Каждый компонент системы остановки и повторного запуска, который находится в пожароопасной зоне и может оказаться под воздействием пламени, должен быть по меньшей мере огнестойким. Если для остановки вращения используются гидравлические системы флюгирования воздушного винта, то магистрали этих систем должны быть по меньшей мере огнестойкими при эксплуатационных условиях их нагружения, которые могут ожидаться во время флюгирования.
(d) Газотурбинные двигательные установки. Для газотурбинных двигательных установок:
(1) При проектировании должны быть приняты меры по сведению к минимуму опасности для самолета в случае нелокализованного разрушения ротора двигателя или появления факельного пламени внутри двигателя, прожигающего его корпус.
(2) Системы силовой установки, связанные с устройствами, системами и приборами управления двигателя, должны быть спроектированы так, чтобы было гарантировано, что те эксплуатационные ограничения двигателя, нарушение которых неблагоприятно влияет на прочность ротора турбины, не будут превышены в эксплуатации.
(e) Способность к повторному запуску.
(1) Должны быть предусмотрены средства повторного запуска любого двигателя в полете.
(2) Должна быть заявлена область значений высоты и скорости полета самолета для повторного запуска двигателя в полете и каждый двигатель должен обладать способностью к повторному запуску в пределах этой области.
(3) Для самолетов с газотурбинными двигателями, если минимальная частота авторотации двигателей после выключения всех двигателей в полете недостаточна для обеспечения необходимой электрической энергии для зажигания камеры сгорания, должен быть предусмотрен независимый от приводимой двигателем электрогенераторной системы источник такой энергии для обеспечения зажигания в полете с целью повторного запуска.
(f) Вспомогательный двигатель. Каждый вспомогательный двигатель должен быть одобренного типа или удовлетворять требованиям к категории его заданного использования на рассматриваемом самолете.
25.904. Автоматическая система управления взлетной тягой (АСУВТ)
Каждый Разработчик, претендующий на получение разрешения для установки системы управления двигателями, которая автоматически увеличивает мощность или тягу работаю — щего(их) двигателя(ей) при отказе любого двигателя на взлете, должен выполнить требования Приложения I настоящих Норм.
25.905. Воздушные винты
(a) Каждый воздушный винт должен иметь сертификат типа.
(b) Мощность двигателя и частота вращения вала воздушного винта не должны превышать ограничений, с которыми воздушный винт сертифицирован.
(c) Каждый компонент системы изменения шага воздушного винта должен удовлетворять требованиям параграфа 35.42 Части 35 Авиационных правил.
(d) При проектировании должны быть приняты меры для сведения к минимуму опасностей для самолета в случае если лопасть воздушного винта разрушается или отрывается вследствие разрушения втулки. Опасности, которые должны рассматриваться, включают в себя повреждение конструкции и важных систем вследствие удара разрушившейся или оторвавшейся лопастью и дисбаланса, созданного таким разрушением или отрывом.
(a*) Для флюгируемых воздушных винтов должны быть предусмотрены средства обеспечения их вывода из флюгерного положения в полете.
(b*) Если не доказано, что в наиболее критических условиях эксплуатации, когда потребуется флюгирование воздушного винта, имеющиеся средства сигнализации о состоянии силовой установки и характеристики управляемости самолета позволяют обойтись только средствами ручного управления флюгированием, воздушные винты также должны иметь автоматические системы флюгирования при отказе двигателя.
25.907. Вибрация воздушного винта
(а) Величины вибрационных напряжений в деталях воздушного винта, несущих основную нагрузку, при нормальных условиях эксплуатации должны быть определены с помощью непосредственных измерений или путем сравнения с подобными установками, для которых такие измерения уже были сделаны.
(b) Вибрационные напряжения, определенные методом, описанным в пункте (а) данного параграфа, не должны превышать величин, безопасность которых была доказана для длительной эксплуатации.
25.925. Клиренс воздушного винта
При максимальном весе самолета, наиболее неблагоприятной центровке и наиболее неблагоприятной установке шага воздушного винта клиренсы (минимальные расстояния) воздушных винтов до земли, водной поверхности и элементов конструкции самолета не должны быть меньше указанных ниже, если для уменьшения клиренсов не приводится достаточных обоснований:
(a) Клиренс до земли. Между каждым воздушным винтом и землей должен обеспечиваться клиренс, равный не менее 180 мм для самолетов с носовым колесом или 230 мм для самолетов с хвостовым колесом при стояночном обжатии шасси и взлетном или рулежном положении самолета в зависимости от того, какое из этих положений является более критическим. Кроме того, между воздушным винтом и землей должен быть положительный зазор, когда самолет находится во взлетном положении, а шина(ы) критического для данного случая колеса полностью спущена(ы) и соответствующая амортизационная стойка обжата до упора.
(b) Клиренс до водной поверхности. Клиренс между воздушным винтом и водной поверхностью должен быть не менее 460 мм, если соответствие требованиям 25.239(а) не допускает меньшего значения.
(c) Расстояние до элементов конструкции.
Должно быть обеспечено следующее:
(1) Радиальный зазор не менее 26 мм между концами лопастей воздушного винта и элементами самолетной конструкции, плюс дополнительный радиальный зазор, необходимый для предотвращения возникновения опасной вибрации.
(2) Продольный зазор не менее 13 мм между лопастями или обтекателем воздушного винта и неподвижными элементами конструкции самолета; и
(3) Положительный зазор между другими вращающимися частями воздушного винта или обтекателем втулки и неподвижными элементами конструкции самолета.
25.929. Противооблединительная зашцта воздушного винта
(а) Самолеты, предназначенные для эксплуатации в условиях обледенения, должны иметь средства, предотвращающие или устраняющие образования льда на воздушных винтах или их принадлежностях, которые угрожали бы безопасной эксплуатации самолета в условиях, указанных в Приложении С настоящих Норм.
(b) Если для удаления льда на воздушных винтах используется горючая жидкость, применяются требования параграфов 25.1181 — 25.1185 и 25.1189.
25.933. Системы реверсирования
(a) Системы реверсирования тяги турбореактивных двигателей.
(1) Каждая система, предназначенная для работы только на земле, должна быть спроектирована таким образом, чтобы:
(1) самолет был способен безопасно продолжить полет и совершить посадку во время и после любого реверсирования тяги в полете; или
(ii) реверсирование тяги в полете было практически невероятным и не возникало в результате единичного отказа или неисправности.
(2) Каждая система, предназначенная для работы в полете, должна быть спроектирована так, чтобы при нормальной работе системы или вследствие ее любого отказа (или обоснованно вероятной совокупности отказов) при всех ожидаемых условиях эксплуатации самолета, включая работу на земле, не возникали опасные условия. Последствия отказов структурных элементов не требуется рассматривать в случае практической невероятности этих отказов.
(3) Каждая система должна иметь средства, которые в случае неисправностей в ней предупреждали бы развитие двигателем тяги, большей, чем на режиме малого газа, кроме случая, когда разрешается любая более высокая прямая тяга, если показано, что сохраняется допустимое путевое управление одними аэродинамическими средствами при наиболее критических условиях реверсирования, ожидаемых в эксплуатации.
(b) Системы реверсирования воздушных винтов.
(1) Каждая система, предназначенная для работы только на земле, должна быть спроектирована так, чтобы никакой единичный отказ (или обоснованно вероятная совокупность отказов) или неисправность системы не приводили бы к нежелательному реверсу тяги при всех условиях, ожидаемых в эксплуатации. Последствия отказов структурных элементов не требуется рассматривать в случае практической невероятности этих отказов.
(2) Соответствие настоящему пункту может быть показано анализом отказов, или испытаниями, или тем и другим вместе. Анализ может включать в себя или подкрепляться анализом, выполненным для показа соответствия требованиям параграфа 35.21 Части 35 Авиационных Правил для воздушных винтов и связанных с ними компонентов силовой установки.
25.934. Испытания системы реверса тяги турбореактивного двигателя
Реверсы тяги, устанавливаемые на турбореактивные двигатели, должны удовлетворять требованиям параграфа 33.97 Части 33 Авиационных Правил.
25.937. Системы ограничения сопротивления
турбовинтовых двигательных установок
Для самолетов с турбовинтовыми силовыми установками системы ограничения сопротивления воздушного винта должны быть сконструированы так, чтобы никакой единичный отказ или неисправность любой системы в нормальной эксплуатации или при эксплуатации в особых ситуациях не приводили к увеличению сопротивления воздушного винта сверх расчетной величины в соответствии с 25.367. Последствия отказов структурных элементов системы ограничения сопротивления не требуется рассматривать в случае практической невероятности этих отказов.
25.939. Рабочие характеристики двигателя
(a) Рабочие характеристики двигателя должны быть исследованы в полете, чтобы определить, что в процессе его нормальной эксплуатации и эксплуатации в особых ситуациях в пределах эксплуатационных ограничений самолета и двигателя отсутствуют в опасной степени неблагоприятные явления в двигателе (такие, как срыв потока, помпаж и срыв горения, детонация, недопустимые значения параметров).
(b) [Зарезервирован].
(c) Воздухозаборное устройство газотурбинной двигательной установки не должно в процессе нормальной работы вызывать опасные вибрации двигателя или опасные вибрационные нагрузки в его деталях вследствие искажения воздушного потока.
25.941. Совместимость воздухозаборника, двигателя и выхлопного устройства
Для самолетов, на которых используются регулируемые воздухозаборники, или выхлопные системы, или то и другое вместе:
(a) Должна быть продемонстрирована правильная работа системы, состоящей из воздухозаборника, двигателя (в том числе устройств форсирования тяги, если они имеются) и выхлопного устройства при всех эксплуатационных условиях, на которые запрашивается одобрение, включая все частоты вращения двигателя, установки режимов и конфигурации воздухозаборника и выхлопного устройства.
(b) Динамические воздействия работы указанных в пункте (а) данного параграфа устройств (с учетом возможных отказов) на аэродинамическое управление самолетом не должны приводить к таким условиям, которые потребовали бы от пилота особого мастерства, реакции или силы для предотвращения превышения эксплуатационных ограничений самолета.
(c) При демонстрации соответствия пункту (b) данного параграфа потребные усилия пилота не должны превышать пределов, установленных в 25.143(c), при условиях, указанных в 25.143(d) и (е).
25.943. Отрицательная перегрузка
Никакие опасные нарушения в работе основного или вспомогательного двигателя, одобренного для использования в полете, или любого компонента или системы, связанных с этими двигателями, не должны возникать при полете самолета с отрицательными перегрузками в пределах области режимов полета, предписанной в 25.333. Это должно быть показано для наибольшей длительности ожидаемых перегрузок.
25.945. Система форсирования тяги или мощности
(a) Общие требования. Каждая система впрыска жидкости должна обеспечивать подачу жидкости с расходом и давлением, установленными для нормальной работы двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации. Если жидкость способна замерзать, то ее замерзание не должно приводить к повреждению конструкции самолета или ухудшать его летные характеристики.
(b) Баки с жидкостью. Каждый бак для жидкости системы форсирования должен удовлетворять следующим требованиям:
(1) Каждый бак должен выдерживать без повреждения вибрационные, инерционные, гидравлические и конструкционные нагрузки, которые могут иметь место в эксплуатации.
(2) Баки, установленные на самолете, должны выдерживать без повреждения и утечек внутреннее давление, в 1,5 раза превышающее максимальное рабочее давление.
(3) Дренаж, если он предусмотрен, должен быть эффективным при всех нормальных условиях полета.
Конструкция и размещение дренажных устройств должны отвечать применимым требованиям, приведенным в 25.975(а).
(4) [Зарезервирован].
(a*) Каждый бак должен иметь расширительное пространство в соответствии с требованиями 25.969.
(b*) Трубопроводы! системы форсирования должны отвечать применимым требованиям 25.993.
(c) Сливные устройства системы форсирования должны быть спроектированы и установлены в соответствии с требованиями, изложенными в 25.1455, если:
(1) Жидкость, используемая в системе форсирования, подвержена замерзанию.
(2) Жидкость может сливаться в полете или во время наземных операций.
(d) Емкость баков для жидкости системы форсирования каждого двигателя должна быть достаточно большой, чтобы обеспечить полет самолета во всех случаях, в которых разрешено использование системы форсирования. Расчет суммарного расхода жидкости должен основываться на максимальном одобренном мгновенном расходе для заданной мощности двигателя с учетом влияния температуры на характеристики двигателя, а также всех других факторов, которые способны повлиять на потребное количество жидкости.
(е) Настоящий параграф не относится к системам впрыска топлива.