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.
(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).
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.