ПРИБОРЫ: УСТАНОВКА

25.1321. Расположение и видимость приборов

(a) Все пилотажно-навигационные приборы и приборы контроля работы силовой установки, предназначенные для каждого пилота, должны быть отчетливо видны с его рабочего места с ми­нимальным практическим отклонением от нор­мального положения и от линии визирования, ко­гда пилот смотрит вперед вдоль траектории поле­та.

(b) Пилотажные приборы, указанные в 25.1303, должны быть сгруппированы на прибор­ной доске и расположены в центре, насколько это практически возможно, в вертикальной плоско­сти в зоне переднего обзора пилота. Кроме того:

(1) Верхнее центральное положение должен за­нимать прибор, который наиболее эффективно показывает пространственное положение самоле­та.

(2) Слева, в непосредственной близости от центрального верхнего прибора, должен распола­гаться прибор, который наиболее эффективно по­казывает воздушную скорость самолета.

(3) Справа, в непосредственной близости от центрального верхнего прибора, должен распола­гаться прибор, указывающий вертикальную ско­рость подъема или спуска.

Прибор, который наиболее эффективно пока­зывает высоту, должен располагаться под указате­лем вертикальной скорости.

Для удовлетворения требования Заказчика (эксплуатанта) допускается изменение взаим­ного расположения приборов, указанных в 25.1321(b)(3).

(4) Положение непосредственно под централь­ным прибором должен занимать прибор, наибо­лее эффективно показывающий направление по­лета.

(c) Все необходимые приборы контроля рабо­ты силовой установки должны быть достаточно плотно сгруппированы на приборной доске. Кро­ме того:

(1) Одинаковые приборы контроля работы си­ловой установки, относящиеся к двигателям, должны располагаться таким образом, чтобы не возникало сомнений в том, какой прибор контро­лирует работу какого двигателя.

(2) Приборы контроля работы силовой уста­новки, необходимые для безопасной эксплуата­ции самолета, должны быть отчетливо видны со­ответствующими членами экипажа.

(d) Вибрационные характеристики приборной доски должны быть такими, чтобы не ухудшать серьезным образом точность показаний приборов или не повреждать приборы.

(e) Если имеется визуальный индикатор неис­правности прибора, он должен быть эффектив­ным при всех возможных условиях освещенности кабины экипажа.

25.1322. Лампы аварийной и предупреждающей сигнализации и уведомляющие лампы

Если в кабине экипажа установлены лампы аварийной и предупреждающей сигнализации или уведомляющие лампы, они должны иметь цвет, указанный ниже, если Компетентный орган не утвердит другого цвета:

(a) Красный — для ламп аварийной сигнализа­ции (лампы, сигнализирующие об опасности, ко­торая может потребовать немедленных действий).

(b) Желтый — для ламп предупреждающей сиг­нализации (лампы, сигнализирующие о том, что через некоторое время, возможно, потребуются действия).

(c) Зеленый — для ламп индицирующих нор­мальную работу;и

(d) Любой другой цвет, в том числе белый, — для ламп, не предусмотренных в пунктах (а) — (с) данного параграфа, при условии, что цвет будет значительно отличаться от цветов, предписанных в пунктах (а) — (с) данного параграфа, во избежа­ние возможной путаницы.

25.1323. Система индикации воздушной скорости

Каждая система индикации воздушной скоро­сти должна удовлетворять следующим требова­ниям:

(a) Каждый прибор, показывающий воздуш­ную скорость, должен быть утвержденного типа и быть оттарирован для отображения истинной воз­душной скорости полета (на уровне моря при стандартной атмосфере) с минимально возмож­ной инструментальной ошибкой при воздействии соответствующего полного и статического давле­ния.

(b) Каждая система должна быть тарирована для определения погрешности системы (т. е. зави­симости между приборной воздушной скоростью и земной индикаторной скоростью) в полете и во время разбега самолета при взлете. Тарировка скорости разбега должна определяться:

(1) В диапазоне скоростей от 0,8 минимально­го значения V1 до максимального значения V2 c учетом утвержденного для самолета диапазона высот аэродрома и весов.

(2) При соответствии положения закрылков и мощности, развиваемой двигателями, значениям, установленным при определении взлетной траек­тории в соответствии с 25.111, предусматриваю­щими отказ критического двигателя при мини­мальной величине скорости Vr

(c) Погрешность в измерении воздушной ско­рости системой, за исключением инструменталь­ной ошибки индикатора воздушной скорости, не должна превышать 3% или 9 км/ч (в зависимости от того, какая величина больше) по всему диапа­зону скоростей:

(1) От VMO до 1,3 V при убранных закрылках; и

(2) От 1,3 VSO до VFE при закрылках, находя­щихся в посадочном положении.

(d) Каждая система должна быть устроена та­ким образом, чтобы исключалась возможность отказа или грубой ошибки вследствие попадания влаги, грязи или других веществ.

(e) Каждая система должна быть снабжена обогреваемым приемником воздушного давления или эквивалентными средствами, предотвращаю­щими неправильное функционирование в резуль­тате обледенения.

(f) В тех случаях, когда требуются дублирован­ные указатели скорости, соответствующие им приемники воздушного давления должны разме­щаться на достаточном расстоянии друг от друга, для того чтобы избежать повреждения обоих при­емников при столкновении с птицей.

25.1325. Системы статического давления

(a) Каждый прибор, снабженный штуцером статического давления, должен быть соединен с наружной атмосферой с помощью соответствую­щей системы трубопроводов.

(b) Каждый приемник статического давления должен быть сконструирован и расположен так, чтобы на работу системы статического давления как можно меньшее влияние оказывали измене­ния воздушного потока, или влага и т. п., а также чтобы не изменялось соотношение между давле­нием воздуха в системе статического давления и действительным статическим давлением окружа­ющей атмосферы в условиях максимального по­стоянного или повторно-кратковременного обле­денения самолета, указанных в Приложении С настоящих Норм.

(c) Конструкция и установка системы статиче­ского давления должны быть таковы, чтобы:

(1) Обеспечивалось полное удаление влаги, не допускалось истирание трубопроводов и чрезмер­ная деформация или пережатие в местах изгибов, применяемые материалы были прочными (в соот­ветствии со своим назначением) и были защище­ны от коррозии; и

(2) Обеспечивалась герметичность системы, за исключением выводов в атмосферу. В процессе контрольных испытаний должна быть доказана целостность системы статического давления сле­дующим образом:

(i) на негерметизированном самолете создает­ся вакуум в системе статического давления до до­стижения перепада давления, равного приблизи­тельно 25 мм рт. ст., или до достижения показания высотомера высоты на 305 м большей, чем высота места, где находится самолет во время проведения испытаний. Без дополнительной откачки в тече­ние 1 мин потеря указанной высоты по показа­нию высотомера не должна превышать 30,5 м;

(ii) на герметизированном самолете создается вакуум в системе статического давления, пока пе­репад давления не станет эквивалентным макси­мальному перепаду давления в кабине, для кото­рого данному типу самолета выдается свидетель­ство о летной годности. Без дополнительной от­качки в течение 1 мин уменьшение высоты на ука­зателе не должно превышать 2% эквивалентной высоты максимального перепада давления в каби­не или не должно превышать 30,5 м, в зависимо­сти от того, какое показание окажется большим.

(d) Каждый барометрический высотомер дол­жен быть утвержденного типа и должен быть та­рирован для показания барометрической высоты в условиях стандартной атмосферы с практически минимальной инструментальной ошибкой при подаче соответствующего статического давления.

(e) Конструкция и установка статической си­стемы должны быть таковы, чтобы ошибка в ба­рометрической высоте по прибору на уровне моря и в условиях стандартной атмосферы, за исключе­нием инструментальной ошибки, не приводила к погрешности, превышающей ±9 м на каждые 185 км/ч скорости при соответствующей конфи­гурации самолета в диапазоне скоростей от 1,3 VSO (закрылки выпущены) до 1,8 VS1 (закрылки убра­ны). Однако нет необходимости, чтобы погреш­ность была менее ±9 м.

(f) Если система высотомера снабжена устрой­ством, обеспечивающим коррекцию показаний высотомера, то конструкция и установка этого устройства должны быть таковы, чтобы в случае отказа его можно было отключить (при условии, что нет другой вспомогательной системы высото­мера). Каждое корректирующее устройство дол­жно быть снабжено средством, указывающим членам экипажа на возникновение возможных отказов, в том числе отказа питания. Это средство должно быть эффективным в любых возможных условиях освещения кабины экипажа.

(g) За исключением случая, указанного в пунк­те (h) данного параграфа, в системе статического давления с основным и запасным источниками статического давления должны быть предусмо­трены средства включения того или другого ис­точника так, чтобы:

(1) При включении одного источника другой отключался; и

(2) Оба источника не могли быть отключены одновременно.

(h) На самолеты с негерметическим фюзеля­жем пункт (g)(1) данного параграфа не распро­страняется, если можно показать, что тарирова­ние системы статического давления при включе­нии одного из источников статического давления не нарушается из-за другого источника статиче­ского давления, включенного или отключенного.

25.1326. Системы индикации обогрева приемника воздушных давлений

Если на самолете устанавливается система обогрева приемника воздушных давлений, то должна быть предусмотрена система индика­ции, показывающая летному экипажу, когда эта система обогрева не работает. Такая система ин­дикации должна удовлетворять следующим тре­бованиям:

(a) Предусмотренная индикация должна иметь световой сигнал желтого цвета, отчетли­во видимый члену летного экипажа.

(b) Предусмотренная индикация должна иметь такую конструкцию, чтобы сигнализиро­вать летному экипажу о наличии любого из сле­дующих условий:

(1) Система обогрева приемника воздушных давлений отключена.

(2) Система обогрева приемника воздушных давлений включена, но один из элементов си­стемы обогрева не действует.

25.1327. Указатель магнитного курса (нестабилизированный магнитный компас)

(a) Каждый магнитный компас должен уста­навливаться таким образом, чтобы на точность его показаний не оказывали влияния вибрация самолета или магнитные поля.

(b) После устранения девиации магнитного компаса остаточная девиация в горизонталь­ном полете не должна превышать 10° на любом курсе.

25.1329. Система автопилота

(a) Конструкция системы автопилота должна быть утвержденного типа и должна позволять пилотам быстро и надежно отключать автопи­лот, чтобы он не влиял на систему управления самолетом.

(b) При отсутствии автоматической синхро­низации автопилота в системе управления само­летом должно быть предусмотрено средство, четко показывающее пилоту согласование руле­вой машинки автопилота с приводимой ею в действие системой управления.

(c) Органы ручного управления системой ав­топилота должны быть легко доступны пилотам.

(d) Органы быстрого (аварийного) отключе­ния автопилота должны устанавливаться на обо­их штурвалах управления на стороне, противо­положной рычагам управления двигателями.

(e) Органы управления, воздействующие на пространственное положение самолета, должны перемещаться в той же плоскости и в том же на­правлении, как указано в 25.777(b) и 25.779(а). Направление движения должно быть отчетливо показано на каждом органе управления или ря­дом с ним.

(f) Система автопилота должна быть спроекти­рована и отрегулирована таким образом, чтобы в доступных пилоту пределах диапазона работы си­стемы она не могла создать опасных нагрузок, воздействующих на самолет, или привести к опас­ным отклонениям траектории полета при любых условиях полета (с учетом включения, отключе­ния и расцепления), соответствующих использо­ванию автопилота как в процессе нормальной эк­сплуатации, так и в случае неисправности; при этом предполагается, что корректирующее воз­действие (парирующее действие) начинается в пределах приемлемого периода времени.

(g) В тех случаях, когда в автопилоте объеди­няются сигналы, поступающие от вспомогатель­ных органов управления, или когда автопилот вырабатывает сигналы для функционирования другого оборудования, должны предусматри­ваться надежные средства блокировки и опреде­ления последовательности включения для пре­дотвращения неправильной работы. Должна быть предусмотрена защита от неблагоприятно­го воздействия взаимодействующих компонен­тов, возникающего при неисправной работе.

(h) Если систему автопилота можно состыко­вать с бортовым навигационным оборудовани­ем, должны быть предусмотрены средства инди­кации летному экипажу текущего режима рабо­ты. Положение переключателя задатчика режи­мов не может быть принято в качестве средства индикации.

25.1331. Приборы, использующие питание

(a) Каждый прибор, указанный в 25.1303(b) и использующий питание, должен удовлетво­рять следующим требованиям:

(1) Каждый прибор должен иметь визуаль­ное средство индикации, встроенное в прибор и показывающее, когда питание, необходимое для поддержания надлежащих технических ха­рактеристик прибора, не подается к нему. Пи­тание должно замеряться на входе или вблизи входа в прибор. Для электрических приборов питание считается нормальным, когда напря­жение находится в установленных пределах.

(2) При отказе одного источника питания каждый прибор должен получать питание от другого источника. Это может обеспечиваться автоматическими или ручными средствами.

(3) Если прибор, показывающий навигаци­онные параметры, получает информацию от источников, находящихся вне этого прибора, и если потеря этой информации может привести к ненадежности показываемых данных, то в приборе должно быть визуальное средство, сра­батывающее при потере информации и преду­преждающее экипаж о том, что не следует пола­гаться на представленные данные.

(b) Термин «прибор», применяемый здесь, включает в себя те устройства, которые физиче­ски содержатся в одном блоке, а также такие устройства, которые состоят из одного или бо­лее физически раздельных блоков или компо­нентов, соединенных между собой (например, дистанционный гироскопический указатель курса, который включает в себя магнитный чувствительный элемент, гироагрегат, усили­тель и указатель, соединенные вместе).

25.1333. Приборные системы

Для систем, которые обеспечивают работу требуемых согласно 25.1303(b) приборов, уста­новленных на рабочем месте каждого пилота:

(a) Должны быть предусмотрены средства подсоединения требуемых приборов, находящих­ся на пульте первого пилота к рабочим системам, независимым от рабочих систем пультов других членов экипажа или другого оборудования.

(b) Оборудование, системы и установки должны быть спроектированы таким образом, чтобы один источник индикации информации, существенно важной для безопасности полета и обеспечиваемой приборами, в том числе о про­странственном положении, курсе, скорости и высоте, оставался в распоряжении пилотов без дополнительных действий членов экипажа пос­ле любого единичного отказа или сочетания от­казов, в отношении которых нет доказательства их практической невероятности.

(c) Дополнительные приборы, системы или оборудование нельзя подключать к рабочим си­стемам требуемых приборов, если не приняты меры, обеспечивающие длительное нормаль­ное функционирование этих приборов в случае любого неправильного срабатывания дополни­тельных приборов, систем или оборудования, в отношении которых нет доказательств их прак­тической невероятности.

25.1335. Системы командного пилотажного прибора

Если на самолете установлена система ко­мандного пилотажного прибора, должны быть предусмотрены средства, показывающие лет­ному экипажу текущий режим работы. Поло­жение селекторного переключателя не может быть принято в качестве средства индикации.

25.1337. Приборы контроля работы силовой установки

(а) Приборы и трубопроводы приборов.

(1) Все трубопроводы приборов силовой установки и вспомогательной силовой установ­ки должны удовлетворять требованиям, указан­ным в 25.993 и 25.1183.

(2) Все трубопроводы, несущие воспламе­няющиеся жидкости под давлением, должны:

(i) иметь ограничительные жиклеры или другие предохранительные устройства, распо­ложенные у источников давления и служащие для предотвращения выброса большого коли­чества жидкости в случае повреждения трубо­проводов; и

(ii) быть расположены и установлены таким образом, чтобы выброс жидкости не создавал опасной ситуации.

(3) Все приборы силовой установки и вспо­могательной силовой установки, работающие на воспламеняющихся жидкостях, должны быть расположены и установлены таким обра­зом, чтобы выброс жидкости не создавал опас­ной ситуации.

(b) Индикатор количества топлива (топливо­мер). Должны предусматриваться средства, по­казывающие экипажу самолета количество рас­полагаемого топлива в каждом баке во время полета (в литрах или других эквивалентных единицах). Кроме того:

(1) Каждый индикатор количества топлива должен быть откалиброван таким образом, что­бы он показывал нуль в горизонтальном поле­те, когда количество топлива, остающегося в баке, равно невырабатываемому остатку, опре­деляемому согласно 25.959.

(2) Баки с заборниками топлива и воздуш­ными пространствами, соединенными между собой, должны рассматриваться как один бак и не нуждаются в отдельных индикаторах.

(3) Каждый выступающий визуальный уров­немер, используемый как индикатор количест­ва топлива, должен быть защищен от поврежде­ния.

(c) Система измерения расхода топлива. Ког­да на самолете устанавливается система изме­рения расхода топлива, каждый датчик должен включать в себя средства для перепуска топли­ва в случае неисправности, приводящей к рез­кому ограничению расхода топлива.

(d) Индикатор количества масла. Для отсчета количества масла в каждом баке должна преду­сматриваться масломерная линейка или другое эквивалентное ей средство. Если на самолете устанавливается маслоперекачивающая систе­ма или система резервного маслопитания, должны предусматриваться средства, показы­вающие в полете членам экипажа количество масла, находящееся в каждом баке.

(e) Индикатор положения лопастей воздуш­ных винтов турбовинтовых двигателей. Индика­торы, требуемые для указания положения лопа­стей воздушных винтов турбовинтовых двига­телей, должны обеспечивать начало индикации до того как лопасть воздушного винта повер­нется более чем на 8° ниже упора полетного ма­лого шага. Датчик индикации должен быть не­посредственно связан с положением лопасти.

(f) Индикатор давления топлива. Должны быть предусмотрены устройства для измерения давления топлива каждой системе, питающей поршневые двигатели, в точке, расположенной за топливным насосом, кроме насосов непо­средственного впрыска топлива. Кроме того:

(1) Если необходимо поддержать надлежа­щее давление подачи топлива, следует преду­смотреть соединительный трубопровод для пе­редачи статического давления воздуха на входе в карбюратор к соответствующему штуцеру раз­грузочного клапана топливного насоса.

(2) В случае если соединительный трубопро­вод согласно пункту (f)(1) данного параграфа требуется, уравнительные трубопроводы при­бора должны быть независимо связаны с кар­бюратором для передачи давления на его входе, с тем чтобы избежать неверных отсчетов давле­ния топлива.