Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (утв. Постановлением 28-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства от 11.12.2008)

Настоящие Авиационные правила, Часть 25 "Нормы летной годности самолетов транспортной категории", включающие в себя Поправки с 25-1 по 25-6 к изданию АП-25 1994 года утверждены Постановлением 28-ой сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 11 декабря 2008 года.

Перечень изменений, введенных соответствующими Поправками, приведен в Листах учета изменений, при этом для каждого изменения указан его характер: изменен, введен, изъят, переобозначен.

Структурно 3-е издание АП-25 состоит из разделов A, A-0, B, C, D, E, F, G, Приложений A, B, C, D, E, F, G, H, I, J и Дополнений 25D и 25F.

Разделы A, B, C, D, E, F, G, и Приложения A, B, C, D, E, F, G, H, I, J по содержанию и нумерации параграфов гармонизированы с соответствующими Нормами летной годности США FAR 25 с поправками, включая 25 - 117.

Дополнения 25D и 25F имеют самостоятельную нумерацию, при этом:

- дополнение 25D содержит отдельные эксплуатационные требования, гармонизированные по содержанию с соответствующими требованиями FAR 121;

- дополнение 25F содержит требования к самолетам с различными видами оборудования.

В настоящем издании для выделения дополнительных по отношению к FAR 25 параграфов в их обозначение после цифровой группы дополнительно вводится заглавная буква латинского алфавита (A, B, C и т.д.), дополнительные пункты в параграфах обозначаются строчными буквами латинского алфавита со звездочкой (a*, b*, c* и т.д.), а дополнительные подпункты - арабскими цифрами со звездочкой (1*, 2*, 3* и т.д.), либо (i*, ii*, iii* и т.д.).

25.1. Назначение

(a) Настоящая Часть устанавливает нормы летной годности для выдачи сертификатов типа и дополнений к этим сертификатам на самолеты транспортной категории с газотурбинными двигателями.

(b) Каждое лицо, подающее заявку на получение такого сертификата или на внесение в него изменений, должно доказать соответствие применяемым требованиям данной Части.

25.2. [Зарезервирован].

1. Общие положения.

Настоящий раздел содержит детализированные требования и пояснительный материал, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем. Этот раздел дополняет и конкретизирует требования 25.1309(b) - (d) и относится ко всем функциональным системам и оборудованию самолета за исключением элементов конструкции (таких как крыло, оперение, поверхности управления, фюзеляж, узлы крепления двигателя, силовые элементы шасси и узлы его крепления и т.д.), которые специально рассмотрены в разделах C и D.

2. [Зарезервирован].

3. Вероятности возникновения особых ситуаций.

3.1. [Зарезервирован].

3.2. [Зарезервирован].

3.3. Эксплуатация с отказными состояниями.

Самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с ЛР:

3.3.1. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к возникновению катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), оценивалось как практически невероятное и не возникало вследствие единичного отказа одного из элементов системы.

3.3.2. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к аварийной ситуации (аварийному эффекту), должно оцениваться как событие не более частое, чем крайне маловероятное. При этом рекомендуется, чтобы суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации (аварийного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-6 на час полета.

3.3.3. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к сложной ситуации, должно оцениваться как событие не более частое, чем маловероятное. При этом рекомендуется, чтобы суммарная вероятность возникновения сложной ситуации (существенного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-4 на час полета.

3.3.3.1. Все усложнения условий полета и отказные состояния (функциональные отказы, виды отказов систем), приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.

Примечание. Желательно, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к усложнению условий полета (незначительному эффекту), не могло быть отнесено к частым событиям.

3.3.4. [Зарезервирован].

3.3.5. При анализе особой ситуации (эффекта), вызванной отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы), необходимо учитывать факторы, которые могут усугубить последствия (степень опасности) начального отказного состояния (функционального отказа, вида отказа системы), включая связанные с отказом условия на самолете, которые могут влиять на способность экипажа справиться с прямыми последствиями (например, наличие дыма, перегрузка, прерывание связи, изменение давления в кабине и т.п.).

3.3.6. Действия экипажа. При анализе последствий определенного отказного состояния (функционального отказа, вида отказа системы), включая необходимые действия экипажа, должны учитываться вероятность отказа (отказов), наличие и характер сигнализации (информации) об отказе, а также сложность действий экипажа.

3.4. Операции с отказными состояниями и внешние воздействия (явления). При анализе последствий отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем) оценка должна учитывать критичные (определяющие) внешние воздействия (явления) и их вероятность.

Эксплуатационные ограничения должны устанавливаться с учетом вероятности внешних воздействий (явлений) и отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем), характеристик самолета, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых систем и оборудования.

4. Приемлемые методы.

4.1. [Зарезервирован].

4.2. Соответствие требованиям настоящего - раздела и 25.1309(b), (c) должно доказываться путем анализа и расчета вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки влияния этих видов отказов на безопасность полета самолета. Такая оценка должна проводиться для каждой системы и во взаимосвязи с другими системами и (при необходимости) подкрепляться наземными и (или) летными испытаниями, испытаниями на пилотажном стенде или другими видами стендовых испытаний, расчетами или моделированием.

(a) Анализ должен включать возможные виды отказов (в том числе сочетания видов отказов в различных системах), оценку вероятностей этих видов отказов, последствия для самолета и находящихся на борту людей с учетом этапа полета, условий эксплуатации и внезапности для экипажа возникновения соответствующего отказного состояния, требуемые действия по парированию, возможность обнаружения отказа, процедуры контроля состояния и обслуживания самолета.

(b) При анализе конкретных систем может быть учтен опыт эксплуатации аналогичных систем.

(c) В анализе должен учитываться разброс характеристик системы (систем). При этом может быть использовано статистическое распределение указанных характеристик.

4.3. [Зарезервирован].

4.4. [Зарезервирован].

4.5. [Зарезервирован].

4.6. [Зарезервирован].

4.7. Отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) может быть отнесено к событиям практически невероятным, если выполняется одно из следующих условий:

(a) Указанное состояние возникает в результате двух и более независимых последовательных отказов различных элементов рассматриваемой системы или взаимодействующих с ней систем с вероятностью менее 10-9 на час полета по типовому профилю.

(b) Указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушение, заклинивание, рассоединение) одного из элементов системы и Заявитель обоснует практическую невероятность такого отказа, используя для доказательства:

- анализ схемы и реальной конструкции;

- статистическую оценку безотказности подобных конструкций за длительный период эксплуатации (при наличии необходимых данных);

- результаты испытаний по установлению назначенного ресурса соответствующим элементам согласно требованиям соответствующих разделов настоящих Норм или по установлению других ограничений контролируемых параметров допустимого предотказного состояния;

- анализ принципов контроля качества изготовления и применяемых конструкционных материалов в серийном производстве, а также стабильности технологических процессов;

- анализ предусмотренных эксплуатационной документацией средств, методов и периодичности технического обслуживания.

Примечание. В тех случаях, когда рассматривается конкретный короткий этап (участок) полета, его продолжительность может учитываться при оценке вероятности единичных и множественных отказов.

Если показано, что отказное состояние (вид отказа, функциональный отказ) относится к категории событий практически невероятных, то такое событие может быть исключено из дальнейшего анализа особых ситуаций для доказательства соответствия требованиям данного раздела.

4.7.1. Для доказательства соответствия самолета требованиям 3.3.2 должно быть дополнительно выполнено одно из следующих условий:

- отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) возникает в результате сочетания двух и более независимых последовательных отказов;

- отказное состояние может быть отнесено к практически невероятным в соответствии с пунктом 4.7(b);

- отказное состояние является следствием конкретного механического отказа типа заклинивания одного из элементов системы и может быть отнесено к событию не более частому, чем крайне маловероятное на основании анализа принятых конструктивных решений и результатов опыта эксплуатации аналогичных конструкций, учитывающего используемые принципы контроля качества изготовления и применяемые конструкционные материалы в серийном производстве, стабильность технологических процессов, а также предусмотренные эксплуатационной документацией средства, методы и периодичность технического обслуживания.

4.8. В случае, если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению аварийной ситуации (аварийного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Летное руководство 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 повреждениями самолета, с особо высокой степенью риска или заведомо нецелесообразна, разработанные рекомендации должны подтверждаться результатами анализа опыта эксплуатации других самолетов, близких по конструкции к сертифицируемому, а также результатами соответствующих лабораторных, стендовых испытаний, моделирования и расчетов.

4.9. В случае, если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению сложной ситуации (существенного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Летное руководство должно содержать указания экипажу по завершению полета при данном отказном состоянии. Указания ЛР по действиям в сложных ситуациях должны быть проверены в летных испытаниях и не должны требовать от экипажа чрезмерных усилий и необычных приемов пилотирования. В отдельных случаях, когда конструкция самолета и его систем не обеспечивает возможности имитации какого-либо вида отказа в летных испытаниях, допускается проверка соответствующих указаний ЛР в испытаниях на пилотажном стенде, аттестованном для проведения таких испытаний.

4.10. В случае если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к усложнению условий полета, Летное руководство должно содержать указания экипажу по продолжению полета, методам эксплуатации систем и парированию неисправностей в полете. Если при этом отказное состояние (вид отказа системы) влияет на пилотирование, то рекомендации ЛР должны быть проверены летными испытаниями или испытаниями на пилотажном стенде.

25.21. Доказательство соответствия

(a) Следует обеспечить соответствие каждому требованию данного раздела при всех возможных комбинациях веса и центровки в пределах вариантов загрузки самолета, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:

(1) Посредством испытаний, проводимых на самолете, на который требуется получить сертификат типа, или по расчетам, основанным на результатах испытаний и равным им по точности.

(2) Посредством исследования каждой возможной комбинации веса и центровки, если это соответствие не может быть логически выведено из обследованных комбинаций.

(b) [Зарезервирован].

(c) Управляемость, устойчивость, балансировка и характеристики сваливания самолета должны быть показаны для всего диапазона высот вплоть до максимальной высоты, возможной в условиях эксплуатации.

(d) Параметры, критические для проводимых испытаний, такие, как вес, загрузка, центровка и моменты инерции, воздушная скорость, тяга двигателей и ветер должны в летных испытаниях выдерживаться в пределах приемлемых допусков.

(e) Если соответствие требованиям к летным характеристикам самолета зависит от системы улучшения устойчивости самолета или от любого другого автоматического устройства или устройства с силовым приводом, должно быть доказано соответствие параграфам 25.671 и 25.672.

(f) Для показа соответствия требованиям 25.105(d), 25.125, 25.233 и 25.237 скорость ветра следует замерять на высоте 10 м над поверхностью земли или скорректировать на разницу между высотой, на которой замеряется скорость ветра, и высотой 10 м.

25.23. Ограничения по распределению загрузки

(a) Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, при которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах распределения нагрузки (например, по размаху крыла), которая может быть случайно превышена, должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.

(b) Ограничения по распределению нагрузки не могут превышать:

(1) Выбранных пределов.

(2) Пределов, при которых доказана прочность конструкции; или

(3) Пределов, при которых показано соответствие каждому применимому летному требованию, изложенному в данном разделе.

25.25. Ограничения веса

(a) Максимальные веса. Максимальные веса, соответствующие условиям эксплуатации самолета (стоянка, руление на земле или воде, взлет, крейсерский полет и посадка), условиям окружающей среды (высота и температура) и условиям загрузки (вес без топлива, положение центра тяжести и распределение веса), должны устанавливаться таким образом, чтобы они не превышали:

(1) Наибольшего веса, выбранного Заявителем для данных условий.

(2) Наибольшего веса, при котором показано соответствие всем применимым требованиям по прочности конструкции и требованиям настоящего раздела.

(3) Наибольшего веса, при котором показано соответствие сертификационным требованиям, приведенным в Части 36 Авиационных правил.

(b) Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором показано соответствие каждому применимому требованию, изложенному в данном разделе) должен устанавливаться таким образом, чтобы он был не менее:

(1) Минимального веса, выбранного Заявителем.

(2) Минимального расчетного веса (наименьшего веса, при котором показано соответствие требованиям прочности конструкции, указанным в разделе C настоящих Норм); или

(3) Минимального веса, при котором показано соответствие каждому применимому требованию настоящего раздела.

25.27. Пределы центровок

Должны устанавливаться предельно передняя и предельно задняя центровки для всех эксплуатационных условий. Предельные центровки не должны выходить за следующие пределы:

(a) Выбранные Заявителем.

(b) При которых доказана прочность конструкции.

(c) При которых показано соответствие всем применимым требованиям настоящего раздела.

25.29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка

(a) Вес пустого самолета и соответствующая ему центровка должны определяться путем взвешивания самолета с учетом:

(1) Закрепленного балласта.

(2) Невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с 25.959.

(3) Полного веса рабочих жидкостей, включая:

(i) масло;

(ii) гидравлическую жидкость; и

(iii) другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, кроме питьевой воды, воды, предварительно заливаемой в туалет, и воды, предназначенной для впрыска в двигатель.

(b) Условия, при которых производится взвешивание пустого самолета, должны быть четко определены и легко воспроизводимы.

25.31. Съемный балласт

Съемный балласт разрешается использовать для демонстрации соответствия самолета летным требованиям, указанным в данном разделе.

25.33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта

(a) Должны быть установлены такие предельные значения частоты вращения и шага воздушного винта, которые могут обеспечить:

(1) Безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации самолета; и

(2) Соответствие требованиям к летным характеристикам, изложенным в параграфах 25.101 - 25.125.

(b) У регулятора постоянных оборотов должен быть предусмотрен ограничитель частоты вращения воздушного винта. Он должен ограничивать максимально возможную регулируемую частоту вращения в минуту.

(c) Средства, используемые для ограничения положения малого шага воздушного винта, должны устанавливаться таким образом, чтобы частота вращения двигателя не превышала большей из двух цифр: 103% от максимально допустимой частоты вращения двигателя или 99% от утвержденного максимального заброса оборотов при:

(1) Лопастях воздушного винта на пределе малого шага и неработающем регуляторе оборотов.

(2) Неподвижном самолете в стандартных атмосферных условиях и отсутствии ветра; и

(3) Двигателях, работающих на пределе максимального взлетного крутящего момента, для турбовинтовых самолетов.

25.101. Общие положения

(a) Если нет других указаний, самолеты должны удовлетворять соответствующим требованиям к летным характеристикам, которые изложены в настоящем разделе, для фактических атмосферных условий и спокойного воздуха.

(b) В том случае, когда на характеристики влияет мощность или тяга двигателя, характеристики определяются при следующих относительных влажностях:

(1) Для самолетов с газотурбинными двигателями:

(i) 80% - при стандартных и более низких температурах;

(ii) 34% - при температурах на 28 °C выше стандартных и при более высоких температурах.

В диапазоне между указанными температурами относительная влажность изменяется линейно.

(2) [Зарезервирован].

(c) Характеристики должны соответствовать располагаемой тяге в конкретных атмосферных условиях, конкретных режимах полета и при относительной влажности, указанной в пункте (b) данного параграфа. Располагаемая тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя и не превышать утвержденную мощность или тягу, за вычетом:

(1) Потерь в силовой установке.

(2) Мощности или эквивалентной тяги, потребляемой агрегатами силовой установки и системами в соответствии с конкретными атмосферными условиями и конкретными режимами полета.

(d) Если нет других указаний, Заявитель должен выбрать конфигурации, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(e) Конфигурации самолета могут меняться в зависимости от веса, высоты и температуры. Эти изменения конфигурации самолета должны отвечать требованиям, изложенным в пункте (f) данного параграфа.

(f) Если нет других указаний, в процессе определения дистанций прерванного взлета, траекторий начального набора высоты, взлетных и посадочных дистанций, изменение конфигурации, скорости, мощности и тяги следует производить в порядке, установленном Заявителем для эксплуатационных условий.

(g) Должен быть установлен порядок действий при уходе на второй круг и при прерванной посадке в зависимости от условий, изложенных в 25.119 и 25.121(d).

(h) Процедуры, установленные в соответствии с пунктами (f) и (g) данного параграфа должны:

(1) Быть такими, чтобы они могли соответствующим образом выполняться в эксплуатации членами экипажа средней квалификации.

(2) Предусматривать использование безопасных и надежных методов и устройств.

(3) Учитывать реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

(i) Дистанции прерванного взлета и посадочные дистанции, указанные в 25.109 и 25.125, соответственно, должны быть определены при полном предельном износе в пределах допуска всех тормозных колодок колес.

25.103. Скорость сваливания

(a) Нормируемая скорость сваливания VSR индикаторная земная скорость, назначенная Заявителем. VSR должна быть не менее скорости сваливания с единичной нормальной перегрузкой. Скорость VSR задается формулой