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电气转换器能源分类电气转换器是利用结构简图
发布时间:2020-07-01 22:15

  继续安全飞行和着陆是指在可能使用应急程序、不需要特殊驾驶技巧和体力的情况下,飞机有能力继续可控飞行和着陆;着陆时,飞机可能出现因失效情况而导致一些损坏。

  (a) 乘客座位设置为19座(局方另有规定除外)或以下且最大审定起飞重量为8,618公斤(19,000磅)或以下的飞机,可按正常类进行审定。

  (4) 4级:最大乘客座位设置为10至19座(局方另有规定除外)的飞机。

  其中:VNO为最大结构巡航速度,VMO和MMO分别为空速和马赫数表示的最大使用限制速度。

  (d) 按本规定审定的飞机可申请进行特技飞行审定。如果按特技飞行审定,除按本规定G章制定的限制外,可不受限制地用于做机动。如果未按特技飞行审定,则只可用于做正常飞行所需的任何机动,含失速(不包括尾冲失速)和坡度不大于60度的缓8字飞行、急上升转弯和急转弯。

  (a) 申请人应采用局方可接受的符合性方法表明对本规定的符合性。局方可接受的符合性方法包括公认标准和局方接受的其他标准。

  (b) 必须用重量和重心临界组合来符合本章各条要求,这些临界组合应在飞机装载状态内确定,并符合局方可接受的允差。

  (2) 对于1级和2级飞机中的高速飞机及3级和4级中的所有飞机,按使用包线范围内的外界大气条件。

  (c) 确定起飞和着陆距离所使用的程序,在服役中预期遇到的大气条件下,必须可由具有中等技术水平的驾驶员一贯地执行。

  (d) 依据本条(b)款确定的性能数据,必须考虑由于大气条件、冷却需求和其他动力需求引起的损失。

  必须为正常运行中使用的每个飞行构型确定失速速度或最小定常飞行速度,正常运行包括起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆。确定失速速度或最小定常飞行速度时,必须考虑以下功率设定的每个飞行构型的最不利状态:

  (b) 对于除提供推力外还用于飞行操纵和/或增升装置的推进系统,功率设定为名义推力。

  (b) 对单发飞机及1级、2级和3级飞机中的低速多发飞机,起飞性能包括地面滑跑加上初始爬升到起飞表面上方15米(50英尺)的距离;

  (c) 对1级、2级和3级飞机中的高速多发飞机及4级飞机中的多发飞机,起飞性能包括突然失去临界推力后的以下距离:

  (2) 地面滑跑加上初始爬升到起飞表面上方10.7米(35英尺)的距离;

  (1) 对于1级和2级飞机中的低速飞机,陆上飞机应具有8.3%的爬升梯度,水上飞机和水陆两用飞机应具有6.7%的爬升梯度;

  (2) 1级和2级飞机中的高速飞机,以及所有3级飞机和4级飞机中的单发飞机,起飞后应具有4%的爬升梯度。

  (1) 不满足单发适坠性要求的1级和2级飞机中的低速飞机,巡航构型下,在1,524米(5,000英尺)压力高度应具有1.5%的爬升梯度;

  (2) 1级和2级飞机中的高速飞机及3级飞机中的低速飞机,起落架收起且襟翼处于起飞构型状态下,在高于起飞表面122米(400英尺)应具有1%的爬升梯度;

  (3) 对3级飞机中的高速飞机和所有4级飞机,起落架收起且襟翼处于进近构型状态下,在高于起飞表面122米(400英尺)应具有2%的爬升梯度。

  (c) 对于中断着陆,起落架放下且襟翼处于着陆构型状态下,应具有3%的爬升梯度,并且不会导致驾驶员工作负荷过量。

  (2) 1级和2级飞机中的高速多发飞机及3级飞机中的多发飞机,在起飞阶段,初始爬升构型下失去临界推力后的爬升性能;

  (3) 所有多发飞机,在航路飞行阶段,巡航构型下全发工作的爬升性能及失去临界推力后的爬升性能。

  必须针对运行限制范围内的重量和高度临界组合确定标准温度下的下述性能数据:

  (b) 进近和着陆速度、构型和程序。中等技术水平的驾驶员使用该速度、构型和程序能够一贯地在给定的着陆距离内着陆,不会造成飞机损坏或人员伤害。当需要中断着陆时,考虑以下因素,能够安全过渡到本规定中的中断着陆情况:

  (a) 在以下情况下,飞机在运行包线内必须可以操纵和机动,且无需特殊的驾驶技巧、警觉和体力:

  (b) 使用经批准的最陡进近梯度程序并提供低于参考着陆速度(VREF)或高于进近攻角的合理裕度情况下,飞机必须能够安全着陆,而不导致飞机重大损伤或人员严重伤害。

  (c) 对多发飞机,如适用,必须针对起飞和着陆时使用的最临界构型确定最小操纵速度(VMC)。

  (d) 申请按特技飞行审定的飞机,必须演示申请审定的特技机动并确定可开始进行相应特技机动的速度。

  (a) 在以下状态,在驾驶员或飞行操纵系统不对主操纵系统或相应配平操纵进一步施加力或位移情况下,飞机必须保持横向和航向配平:

  (b) 在以下状态,在驾驶员或飞行操纵系统不对主操纵系统或相应配平操纵进一步施加力或位移的情况下,飞机必须保持纵向配平;

  (c) 在飞机正常运行和可能的非正常或应急运行期间(包括多发飞机失去临界推力情况),剩余操纵力不得使驾驶员疲劳或分散精力。

  (b) 飞机不得出现导致驾驶员工作负荷增加或危及飞机及其乘员的发散的纵向稳定性特性。

  (a) 飞机在直线飞行、转弯飞行和加快转弯飞行过程中应具有可控的失速特性,并有清晰可辨的失速警告,失速警告应提供足够的余量以防止进入无意失速。

  (c) 未按特技飞行审定的1级和2级飞机中的多发飞机,在失去临界推力后的不对称推力状态,不得有无意偏离可控飞行状态的趋势。

  (d) 按含尾旋的特技飞行审定的飞机,必须具有可控的失速特性,并且在作出首个改出操纵动作后,电气转换器能源分类能够用不超过一圈半的附加旋转,从尾旋的任意一点上改出,期间保持在飞机的运行限制范围内。在开始改出操纵前的飞机旋转不超过六圈或申请审定的更多圈数。

  (e) 对于按含尾旋的特技飞行审定的飞机,其失速特性必须使得在不超出限制的情况下可以改出尾旋,并且不会出现以下情况引起的不可改出尾旋:

  预期在陆上或水上运行的飞机,在滑行、起飞和着陆(着水)运行期间必须具有纵向和航向可操纵性。

  (a) 达到设计俯冲速度(VD/MD,以空速或马赫数表示)前,振动和抖振不得影响飞机的操纵或导致飞行机组过度疲劳,满足此要求的失速告警抖振是允许的。

  (b) 对于高速飞机和最大运行高度大于7,620米(25,000英尺)压力高度的所有飞机,处于巡航构型和1g状态时,速度达到VMO/MMO前,除失速抖振外,不得有可感知的抖振。

  (c) 对于高速飞机,必须确定正机动载荷系数,在运行包线范围内,当飞机使用巡航构型并达到该载荷系数时,应开始出现可感知的抖振。可能的无意中超出该边界不得导致结构损坏。

  (d) 从任何可能的速度直至VMO/MMO,发生以下情况后,高速飞机必须具有不会导致结构损伤或失去控制的恢复特性:

  (a) 申请按CCAR-25部附录C第I部分定义的结冰条件下飞行进行审定,或者申请按这些结冰条件及其他附加大气结冰条件下飞行进行审定时,必须在申请审定的结冰条件、结冰保护系统正常工作情况下进行以下工作:

  (1) 表明对本章每个要求的符合性,但不包括适用于尾旋的要求和任何需在超过以下速度下进行演示的要求:

  (b) 如申请结冰条件下飞行的审定,必须提供探测未申请审定的结冰条件的手段,并表明飞机具有避开或脱离该结冰条件的能力;

  (c) 必须制定运行限制,禁止有意进入未审定的结冰条件飞行,包括起飞和着陆。

  必须确定结构设计包线,该包线规定了飞机设计和运行参数的范围及限制,并被用于表明符合本章要求。申请人必须考虑可能影响结构载荷、强度、耐久性以及气动弹性的飞机所有设计和运行参数,包括:

  (a) 用以表明符合本章要求的结构设计空速、着陆下沉速度和任何其他空速限制。结构设计空速必须:

  (b) 服役经验表明不小于结构设计包线内可能出现的机动载荷系数的设计机动载荷系数。

  (d) 飞机操纵系统的特性,包括操纵面、增升装置或其他可动面的运动范围和允差。

  如果飞机安装了某个系统,该系统改变结构性能、缓解本章要求的影响或提供对本章符合性方法,表明对本章要求的符合性时必须考虑该系统的影响和失效。

  (a) 必须在结构设计包线内和边界上,针对参数的所有临界组合,确定可能由内部或外部施加的压力、力或力矩引起的相关结构设计载荷,这些压力、力或力矩可能发生在空中、地面和水上运行时,地面和水上操纵时,以及飞机处于停放或系留时;

  必须在飞机处于各种正常和不利的姿态和构型下,确定它在适用的表面上滑行、起飞、着陆(着水)和操作情况下产生的结构设计载荷。

  (a) 作用于每个发动机架及其支承结构的结构设计载荷,将它们设计成能承受:

  (b) 由以下因素引起的、作用于每个飞行操纵面和增升面及其相连系统和支承结构的结构设计载荷:

  (5) 在适用的表面上滑行、起飞和着陆(着水),包括顺风滑行和地面突风。

  (2) 如果飞机可能在座舱增压情况下着陆(着水),从零到最大释压压力的压差引起的载荷与地面或水载荷的组合;

  (3) 不考虑所有其他载荷情况下,最大释压压力压差引起的载荷乘以1.33。

  (a) 限制载荷,除非本规定其他条款另有规定,限制载荷等于结构设计载荷;

  (b) 极限载荷,除非本规定其他条款另有规定,极限载荷等于限制载荷乘以安全系数1.5。

  (a) 必须制定检查程序或其他程序,这些程序的实施能够防止由于可预见原因的强度降低引起的结构失效,这些失效可能导致严重或致命的伤害,或导致长时间的降低安全裕度的运行。按本条制定的程序必须纳入第23.1513条要求的持续适航文件的适航限制章节中。

  (b) 对于4级飞机,为符合本条(a)款所制定的程序,必须能够在结构损伤导致结构失效前检查出损伤。

  (1) 座舱突然失压后,包括门和窗失效导致的突然失压后,飞机必须能够继续安全飞行和着陆;

  (2) 对于最大运行高度大于12,500米(41,000英尺)的飞机,为符合本条(a)款而制定的程序,必须能够在损伤可能导致快速失压前,真人现金!检查出增压舱结构的损伤,该快速失压会造成严重或致命伤害。

  (d) 非包容发动机或旋转机械失效产生高能碎片引起结构损伤时,飞机设计必须将此损伤对飞机的危害减至最小。

  (b) 设计数据必须充分定义零件、部件或组件构型,其设计特征,以及使用的所有材料和工艺。

  (d) 当飞机承受预期的限制气动载荷时,操纵系统不得有卡滞、过度摩擦和过度变形。

  (e) 除非表明在飞行中打开不会造成危害,否则必须防止每一舱门、座舱盖和出口在飞行中被无意打开。

  (a) 必须保护飞机的每个零件,包括小零件,如紧固件,以防止其在预期使用环境中由于任何可能原因引起性能降低或强度丧失。

  (c) 对需要维修、预防性维修或勤务的每个零件,申请人必须在飞机设计中采取适当的措施,以便完成这些工作。

  (a) 对于其失效可能妨碍继续安全飞行和着陆的零件、部件和组件,必须在考虑服役中预期可能环境条件影响的情况下,确定所用材料的适用性和耐久性。

  (b) 制造和装配所采用的方法或工艺必须能持续生产出完好的结构。如果某种制造工艺需要严格控制才能达到此目的,则必须按照批准的工艺规范执行。

  (c) 除本条(f)和(g)的规定外,必须选择设计值,该设计值应确保考虑了结构元件关键性的带概率的材料强度。设计值必须考虑因材料变异性引起的结构失效的概率。

  (d) 如果对材料强度性能有要求,这些性能的确定必须以足够的材料试验为依据(材料应符合规范),在试验统计的基础上制定设计值。

  (e) 对于在正常运行条件下热影响显著的关键部件或结构,必须确定温度对设计许用应力的影响。

  (f) 对于一般只能用保证最小值的情况,如果在使用前对每一单项取样进行试验,确认该特定项目的实际强度性能等于或大于设计使用值,则这样材料采用的设计值可以大于本条要求的最小值。

  (a) 对于关键设计值不确定的每个零件、部件或组件,以及符合下述任一条件的每个零件、部件或组件,必须为其每个关键设计值确定特殊安全系数:

  (c) 在设计每个结构零件时,必须将每一限制载荷和极限载荷,乘以最高的相应特殊安全系数。如果没有对应的限制载荷,则仅考虑极限载荷。

  (a) 飞机即使在应急着陆时损坏,也必须保护每位乘员在以下情况下免受导致无法撤离的伤害:

  (3) 可能对乘员造成伤害的座舱内部或后部的质量项目,包括发动机或辅助动力装置,经受在应急着陆时可能产生的极限静惯性载荷。

  (b) 本条(a)(1)和(a)(2)项规定的应急着陆情况,必须满足以下要求:

  (2) 乘员经受的因约束或与机内物体接触产生的载荷,不得超过根据人体耐受能力而确定的人体伤害判据。

  (c) 在可能的飞行、地面和应急着陆情况下,飞机必须为所有乘员提供保护。

  (d) 每个乘员保护系统必须能够实现其预期功能,且不能产生对乘员造成二次伤害的危害。不使用时,乘员保护系统不得妨碍乘员撤离或干扰飞机运行。

  (1) 根据其最大装载重量以及按本规定确定的飞行和地面载荷情况所对应的最大载荷系数下的临界载荷分布来设计;

  (3) 任何操纵装置、电线、管路、电气转换器是利用设备或附件,如破坏或损伤可能会影响安全使用,则必须加以保护。

  (2) 考虑可能的系统失效和可能的运行环境(包括预期的超出限制和应急程序)。

  (b) 所有飞机必须有可靠的使其停止的装置,该装置应具有足够的吸收着陆动能的能力。要求验证中断起飞能力的飞机必须考虑此附加动能。

  (2) 当起落架处于未完全放下状态有危害时,应具有能够将起落架放下到着陆位置的备用措施。

  (b) 具有足够的裕度,当浮筒或船体可能浸水时,飞机能浮在平静的水面上而不倾覆。

  (a) 对于起飞或着陆情况下允许有乘员的座舱,其飞机设计应满足以下要求:

  (1) 在应急着陆后可能出现的情况下,便于乘员快速和安全地撤离,此处应急着陆不包括1级、2级和单发3级飞机的水上迫降;

  (2) 配备撤离设施(开口,出口或应急出口),从飞机内部和外部可以容易地定位和打开该设施。打开方式必须简单明了,并在飞机内部和外部进行标识;

  (b) 对于4级飞机,位于驾驶员正前方的风挡及其支承结构必须能承受相当于2磅鸟的撞击而不被击穿,此时飞机速度为最大进近襟翼速度。

  (c) 在正常运行和可能的失效期间,飞机必须给每位乘员提供压力适宜的空气,并且没有危险浓度的气体、蒸气和烟雾。

  (2) 对于1级、2级和3级飞机,飞行中不可接近的行李舱和货舱内的材料;

  (d) 每个行李舱和货舱内能够引燃邻近物品的热源,必须予以屏蔽和隔绝,以防止引燃。

  (1) 行李舱和货舱应布置在驾驶员能看见着火的位置,否则必须安装火警探测系统和警告系统;

  (2) 可以接近进行人工灭火,或有内置灭火系统,或者其构造和密封能将任何火情包容在该舱内。

  (g) 凡可能因液体系统渗漏而逸出可燃液体或蒸气的区域,必须符合下列要求:

  (a) 位于指定火区内或邻近区域的飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构必须能经受住着火的影响。

  (a) 就本章而言,飞机动力装置安装必须包括推进所必需的、影响推进安全的每个部件和为飞机提供辅助动力的每个部件。

  (b) 安装在飞机上的发动机和螺旋桨,应具有型号合格证或者按照局方接受的标准随飞机型号合格证获得批准,该标准包含的适航准则应适用于该发动机或螺旋桨的特定设计和预期用途,并符合局方可接受的安全水平。

  (d) 必须将液体、蒸气或燃气的危险积聚与飞机和人员舱隔离,并能被安全地包容住或排出。

  (e) 动力装置部件必须符合其部件限制要求和安装说明,或表明不会造成危害。

  (a) 功率或推力控制系统必须设计成,在系统正常运行时不得导致不安全状况。

  (b) 功率或推力控制系统的任何单一失效或可能的失效组合不得妨碍飞机继续安全飞行和着陆。

  (c) 必须防止飞行机组对功率或推力控制系统的误动,或者如果不能防止,不得导致不安全状况。

  (2) 如果系统带来的危害超过安全收益,为飞行机组提供超控自动功能的措施;

  必须对每个动力装置系统进行单独评估及关联其他系统和安装进行评估,以表明动力装置系统、部件或附件任何可能的失效所导致的有害后果不会导致下列情况:

  (a) 妨碍飞机继续安全飞行和着陆,或如果无法保证继续安全飞行和着陆,应使危害减至最小;

  (a) 飞机的设计,包括进气系统,必须防止对动力装置运行有不利影响的可预见的积冰或积雪。

  (b) 动力装置安装的设计,必须防止在申请审定的结冰条件下对动力装置运行有不利影响的任何积冰或积雪。

  (b) 在反推力系统出现任何单一失效、可能的失效组合或故障后,飞机能够继续安全飞行和着陆。

  (a) 在飞机和发动机运行限制范围内的正常和应急运行期间,动力装置不得出现危险特性。

  (b) 必须使驾驶员能够在空中停止动力装置,并在制定的工作包线内再起动动力装置。

  (1) 对于有多套燃油储存及供应系统情况,应设计和布置成各系统之间具有独立性,使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统燃油储存或供应的丧失;

  (2) 设计和布置成能够防止系统内燃油被直接闪击或扫掠雷击高发区域内的直接闪击或扫掠雷击点燃,或在燃油通气口处被电晕放电和流光点燃;

  (3) 为确保每个动力装置和辅助动力装置在所有可能的运行情况下正常工作提供必需的燃油;

  (4) 向飞行机组提供用于确定可用燃油总量的措施,并且燃油系统在正常工作时能不间断供应此可用燃油,此时需考虑燃油可能波动情况;

  (6) 设计成在任何可能运行情况下能够保存燃油,并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机,电气转换器结构简图必须考虑着陆系统因过载导致的失效;

  (3) 设计成防止燃油在储存或供应系统间转输中,或在可能的运行条件下,从任一通气系统大量流失;

  (1) 在可能的运行条件下,为动力装置或辅助动力装置及其附件提供所需要的空气;

  (b) 排气系统,包括每个动力装置或辅助动力装置的排气热交换器,必须满足以下要求:

  (a) 包含可燃流体和用于点燃该流体的点火源的动力装置、辅助动力装置或燃烧加温器必须安装在指定火区内。

  (b) 每个指定火区,在内部起火或过热时,必须有措施隔离和降低对飞机的危害。

  (1) 其设计和布置应防止着火造成的危害,包括任何位于指定火区附近可能受到火区内着火影响的部件、导管、接头和控制器件;

  (2) 输送可燃液体、气体或空气,或要求在着火时工作的部件、导管、接头和控制器件是耐火的;

  (3) 储存可燃液体的部件、导管、接头和控制器件是防火的或用防火罩防护。

  (d) 申请人必须提供防止危险量可燃液体流入、流过指定火区或在其内流动的措施,该措施必须满足以下要求:

  (1) 不得限制流量或限制余下动力装置、辅助动力装置或安全所必需设备的工作;

  (a) 飞机按其申请审定的运行类型(昼间VFR、夜间VFR、IFR)进行安全运行所要求的系统和设备的设计和安装必须满足以下要求:

  (b) 本条(a)中没有涵盖的系统和设备的设计和安装应确保其运行不会对飞机及乘员造成不利影响。

  除本规定中有单独要求外,飞机每个系统、设备和安装的失效状态的严重程度和平均失效概率之间必须满足下列要求:

  除非表明不太可能遭遇闪电,否则按仪表飞行规则(IFR)运行批准的飞机必须满足下列要求:

  (a) 对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统,其设计和安装必须符合下列规定:

  (2) 除非该功能恢复与此系统其他运行或功能要求相冲突,否则在飞机遭遇闪电后,系统应及时地恢复该功能的正常运行。

  (b) 对于其功能失效会严重降低飞机或飞行机组应对不利运行条件能力的每一电子和电气系统,其设计和安装必须确保当飞机遭遇闪电后,系统及时地恢复该功能的正常运行。

  (a) 对于功能失效会妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每一个电子和电气系统,其设计和安装必须符合下列规定:

  (1) 当飞机暴露于HIRF环境期间及之后,飞机级功能不会受到不利影响;

  (2) 除非该功能恢复与此系统其他运行或功能要求相冲突,否则在飞机脱离HIRF环境后,系统应及时地恢复该功能的正常运行。

  (b) 按仪表飞行规则(IFR)批准的飞机,对于功能失效会严重降低飞机或飞行机组应对不利运行条件能力的每一个电子和电气系统,其设计和安装必须确保当飞机脱离HIRF环境后,系统及时地恢复该功能的正常运行。

  (b) 电源系统、配电系统或其他用电系统不会出现由于单点失效或故障导致系统不能为飞机继续安全飞行和着陆所需的重要负载供电的情况;

  (c) 如果主电源失效,应有足够的电能,在继续安全飞行和着陆所需时间内为所有重要负载供电。

  (a) 所有照明的设计和安装必须尽量降低对飞行机组履行职责能力的不利影响;

  (b) 一般运行和飞行规则要求的航行灯和防撞灯的光强、闪光频率、颜色、覆盖范围和其他特性必须能为另一架飞机提供足够的时间避免碰撞;

  (c) 一般运行和飞行规则要求的航行灯必须包括一个在飞机左侧的红灯和一个在飞机右侧的绿灯,在空间允许的情况下,这两个灯的横向间距应尽可能大。此外,还应包括一个在飞机尾部或翼尖上的后向白灯;

  (e) 对于水上飞机或水陆两用飞机,停泊灯必须在洁净大气条件下提供可见白光。

  民用航空运行规则要求的安全和救生设备必须可靠、易于接近和识别,并清晰地标识操作方法。

  申请在CCAR-25部规章附录C中第I部分定义的结冰条件下飞行进行审定,或者申请在这些结冰条件及任何附加的大气结冰条件下飞行进行审定时,必须在申请审定的结冰条件下表明:

  (a) 民用航空运行规则所要求的每台驾驶舱录音机必须经过批准,并且其安装必须能够记录下列信息:

  (1) 通过无线电在飞机上发出或收到的通线) 驾驶舱内飞行机组成员的对线) 驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内线) 进入耳机或扬声器中的导航或进场设备的通话或音频识别信号;

  (5) 飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话(如果装有旅客广播系统,并根据本条(c)(4)(ii)目的要求有第四通道可用);

  (6) 如果安装了数据链通信设备,所有的数据链通信使用经批准的数据信息格式。数据链信息必须作为通信设备的输出信号被记录,该通信设备将信号转换为可用数据。

  (b) 必须在驾驶舱内安装一只区域线)项的记录要求。话筒要安装在最佳位置,能够记录正、副驾驶员工作位置上进行的对话,以及记录驾驶舱内其他机组成员面向正、副驾驶员工作位置时的对话。话筒的定位必须使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和重放的录音通信的可懂度尽可能高,如有必要,应对录音机的前置放大器和滤波器进行调整或补偿。可以把记录反复重放,用听觉和目视来评价可懂程度。

  (c) 每台驾驶舱录音机的安装必须将本条(a)款规定的通话或音频信号根据不同声源分别录在下列通道上:

  (1) 第一通道,来自正驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式话筒、耳机或扬声器;

  (2) 第二通道,来自副驾驶员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式话筒、耳机或扬声器;

  (i) 来自第三和第四名机组成员工作位置上的每个吊杆式、氧气面罩式或手持式的话筒、耳机或扬声器;

  (ii) 来自驾驶舱内与旅客广播系统一起使用的每个话筒,如果此信号未被别的通道所拾起(条件是不要求配置本条(c)(4)(i)目中规定的工作位置或该工作位置的信号由另一通道所拾取)。

  (5) 不论机内通话话筒按键开关处于何种位置,必须将本(c)(1)、(2)和(4)项所述的话筒接收到的所有声音尽可能不间断地记录下来。该设计必须保证只有在使用机内通话机、旅客广播系统或无线电发送机时,才会对飞行机组产生侧音。

  (1)(i) 其供电应来自对驾驶舱录音机的工作最为可靠的汇流条,而不危及对重要负载或应急负载的供电;

  (2) 应备有自动装置,在撞损冲击后10分钟内,能使录音机停止工作并停止各抹音装置的功能;

  (i) 为驾驶舱录音机和驾驶舱区域的麦克风的操作提供10±1分钟的电源;

  (iii) 在所有其他给驾驶舱录音机供电的电源中断的情况下,无论是正常关闭还是任何其他电源汇流条的丧失引起的电源中断,驾驶舱录音机和驾驶舱安装的区域麦克风能够进行自动切换。

  (6) 当驾驶舱录音机和飞行记录器都需要的时候,驾驶舱录音机要在一个与飞行记录器分开的容器里。如果只用来符合驾驶舱录音机的要求,可以安装一个组合单元。

  (e) 记录容器的位置和安装,必须能将撞损冲击使该容器破裂,以及随之起火而毁坏记录的概率减至最小:

  (1) 除了本条(e)(2)项外,记录容器的位置必须尽可能靠近飞机的后部,但不需要在增压室之外,并且不可以安装在尾部发动机撞损时可能压碎容器的位置;

  (2) 如果安装两个隔离的组合数字飞行记录器和驾驶舱录音机单元,而不是一个驾驶舱录音机和一个数字飞行记录器,安装符合驾驶舱录音机要求的组合单元可以位于驾驶舱附近。

  (f) 如果驾驶舱录音机装有抹音装置,其安装设计必须使误动的概率以及在撞损冲击时抹音装置工作的概率减至最小。

  (3) 当民用航空运行规则有要求时,在容器上装有或连接有水下定位装置,其固定方式要保证在撞损冲击时不大可能分离。

  (1) 从满足本规定第23.1301条的飞机系统要求和功能的数据源获取空速、高度和方向数据;

  (2) 垂直加速度传感器应刚性固定,其纵向位置在批准的飞机重心范围之内,就在这一范围前后或不超过飞机平均气动弦长的25%处;

  (3)(i) 其供电应来自对飞行记录器的工作最为可靠的汇流条,且不危及对重要负载或应急负载的供电;

  (4) 应备有音响或目视装置,能在飞行前检查记录器存储介质的数据记录是否正常;

  (5) 除仅由发动机驱动的发电机系统单独供电的记录器外,应备有自动装置,在撞损冲击后10分钟内,能使具有数据抹除装置的记录器停止工作并同时停止各抹除装置的功能;

  (6) 任何记录器外部单一的电气失效不能使驾驶舱录音机和飞行记录器不工作;

  (7) 当驾驶舱录音机和飞行记录器都需要的时候,飞行记录器要在一个与驾驶舱录音机分开的容器里。如果只用来符合飞行记录器的要求,可以安装一个组合单元。如果一个组合单元如驾驶舱录音机第23.1323(e)(2)项一样安装,则该组合单元必须符合这个飞行记录器的要求。

  (b) 每个非弹出式记录器容器的位置和安装必须能将撞损冲击导致的其该容器破裂以及随之起火而毁坏记录器的概率减至最小。为满足这一要求,该容器必须尽可能安装在后部,但不必装在增压舱之后,且不得装在冲击时尾吊发动机可能撞坏容器的部位。

  (c) 应建立飞行记录器的空速、高度和航向读数与正驾驶员仪表上的相应读数(考虑修正系数)之间的相互关系。此关系必须能覆盖飞机运行的空速范围、高度限制范围和360度航向范围。相互关系可在地面上用合适的方法确定。

  (3) 当民用航空运行规则有要求时,在容器上或贴近容器处装有水下定位装置,其固定方式要保证在撞损冲击时不可能分离。

  (e) 应对飞机任何新颖独特的设计或使用特性进行评价,以决定是否有专用参数必须记录在飞行记录器上,以增加或代替现有要求。

  (a) 驾驶舱及其设备的设计和布局,包括驾驶员视界的设计,必须使得每个驾驶员能够执行滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近和着陆等任务,并在飞机运行包线内进行任何机动,而无需过多的专注、技巧、警觉或过分的体力。

  (b) 必须安装飞行、导航、监视及动力装置的操纵器件和显示设备,以便飞行机组可以监控并执行规定的与系统和设备预期功能相关的任务。系统和设备的设计必须将可能导致额外危害的飞行机组差错减至最小。(c) 对于4级飞机,飞行机组界面设计必须保证当任一风挡玻璃丧失视界后,仍能继续安全飞行和着陆。

  (a) 必须标识适用的、与飞行机组界面有关的每一设备。包括名称、功能或使用限制,或这些要素的组合。

  (b) 必须以可识别的方式向相关机组成员提供操纵飞机所要求的系统使用参数,包括警告、戒备及正常指示。

  (c) 涉及系统运行不安全状态的信息必须及时提供给相关机组成员,以便采取纠正措施。这些信息必须足够清晰以避免可能的机组差错。

  (a) 在每个飞行阶段,安装的系统必须为飞行机组提供所需信息,使其能够设置或监控飞行、导航和动力装置参数。这些信息必须满足以下要求:

  (1) 信息给出的方式应使得机组能够监控飞机运行所需的参数并判定其变化趋势(如需要);

  (b) 集成显示飞机飞行或运行规则所需的飞行或动力装置参数的指示系统,必须满足以下要求:

  (1) 在任何正常工作模式下,不得抑制任何飞行机组成员所需的飞行或动力装置参数的主显示;

  (2) 与其他系统组合,应设计和安装成在出现任一单独失效或可能的失效组合后,能够及时向飞行机组提供继续安全飞行和着陆所需的关键信息。

  (1) 对于1级和2级飞机中的低速飞机,飞机飞行手册中包含本条(a)(1)项规定内容的部分;

  (2) 对于1级和2级飞机中的高速飞机及所有3级和4级飞机,飞机飞行手册中包含本条(a)(1)至(a)(4)项规定内容的部分。

  (b) 如果有计划保证在交付第一架飞机或颁发标准适航证之前,完成持续适航文件,则这些持续适航文件在颁发型号合格证时可以是不完备的。

  安装在电动飞机上的电推进系统,应按照局方接受的标准随飞机型号合格证获得批准,该标准包含的适航准则应适用于该电推进系统特定设计和预期用途,并符合局方可接受的安全水平。

  (1) 对于有多套电池及配电系统情况,应设计和布置成各系统之间具有独立性,使得一套系统内的任一部件失效不会导致其他系统电池或配电功能的丧失;

  (2) 应设计和布置成当可能暴露在闪电环境时,能够防止由于闪电的直接影响和间接影响而导致的灾难性事件;

  (3) 为动力装置安装提供有适当裕度的电能,以确保在所有允许的和可能的运行条件下,考虑可能的部件失效情况,能安全工作;

  (4) 向飞行机组提供用于确定剩余可用电能总量的措施,并在系统正常工作时能不间断供电,此时需考虑电源可能的波动情况;

  (6) 在任何可能运行情况下能够防止漏电,并将任何可生存应急着陆期间对乘员的危害降至最低。对于4级飞机,必须考虑着陆系统因过载导致的失效。

  对于电池或电动力系统运行中可能的着火或过热情况,必须有措施隔离和降低其对飞机的危害。

  (b) 飞机的持续适航文件必须包含:发动机和螺旋桨(以下统称“产品”)的持续适航文件,中国民用航空规章所要求的设备的持续适航文件,以及所需的有关这些设备和产品与飞机相互联接关系的资料。如果装机设备或产品的制造商未提供持续适航文件,则飞机持续适航文件必须包含上述对飞机持续适航必不可少的资料。(c) 必须向局方提交一份文件,说明如何分发由申请人或装机产品和设备的制造商对持续适航文件的更改资料。

  手册的内容必须用中文或局方接受的其他语言编写。持续适航文件必须包括下列手册或章节以及下列资料:

  (1) 概述性资料,包括在维修或预防性维修所需范围内对飞机特点和数据的说明。

  (3) 说明飞机部件和系统如何操作及工作的基本操作和使用资料(包括适用的特殊程序和限制)。

  (4) 关于下列细节内容的勤务资料:勤务点、油箱和流体容器的容量以及所用流体的类型、各系统的适用压力、检查和勤务的接近口盖位置、润滑点位置和使用的润滑剂、勤务所需设备、牵引说明和限制、系留、顶升和调水平的资料。

  (1) 飞机及其发动机、辅助动力装置、螺旋桨、附件、仪表和设备的每个零件的定期维修资料,该资料提供上述各项应予清洗、检查、调整、试验和润滑的荐用周期,并提供检查的程度、适用的磨损允差和在这些周期内推荐的工作内容。但是,如果申请人表明某项附件、仪表或设备非常复杂,需要专业化的维修技术、气动调节阀电气转换器测试设备或专家才能处理,则申请人可以指明向该件的制造商索取上述资料。荐用的翻修周期和与适航限制章节的相互参照也必须列入。此外,申请人必须提交一份包含飞机持续适航所需检查频次和范围的检查大纲。

  (2) 说明可能发生的故障、如何判别这些故障以及对这些故障采取补救措施的检查排故资料。

  (3) 说明拆卸与更换产品和零件的顺序和方法以及应采取的必要防范措施的资料。

  (4) 其他通用程序说明,包括系统地面运转试验、对称检查、称重和确定重心、顶升和支撑以及存放限制程序。

  (d) 如规定做特种检查(包括射线和超声波检验),提供如何进行特种检查的细节资料。

  持续适航文件必须包含标题为适航限制的章节,该章节必须单独编排并与文件的其他部分明显地区分开来。该章节必须规定型号合格审定所要求的强制性更换时间、结构检查时间间隔和有关的结构检查程序。如持续适航文件由多本文件组成,则本条要求的适航限制章节内容必须列入主要手册中。必须在该章节显著位置清晰声明:“本适航限制章节已经CAAC批准,规定了中国民用航空规章有关维修和运行的条款所要求的维修,如果局方已另行批准使用替代的大纲则除外。”

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