УСЛОВИЯ НА АВРИЙНО КАЦАНЕ

(a) The seat and restraint system in the

aeroplane must be designed as prescribed in this

paragraph to protect each occupant during an

emergency landing condition when –

(1) Proper use is made of seats, safety

belts, and shoulder harnesses provided for in

the design; and

(2) The occupant is exposed to loads

resulting from the conditions prescribed in this

paragraph.

(b) Each seat type design approved for

passenger occupancy must successfully complete

dynamic tests or be demonstrated by rational

analysis based on dynamic tests of a similar type

seat, in accordance with each of the following

emergency landing conditions. The tests must

be conducted with an occupant simulated by a

170-pound (77·11 kg) anthropomorphic, test

dummy sitting in the normal upright position:

(1) A change in downward vertical

velocity, v) of not less than 35 feet per

second (10·67 m/s), with the aeroplane’s

longitudinal axis canted downward 30 degrees

with respect to the horizontal plane and with

the wings level. Peak floor deceleration must

occur in not more than 0·08 seconds after

impact and must reach a minimum of 14 g.

(2) A change in forward longitudinal

velocity v) of not less than 44 feet per

second (13·41 m/s), with the aeroplane’s

longitudinal axis horizontal and yawed

10 degrees either right or left, whichever would

cause the greatest likelihood of the upper torso

restraint system (where installed) moving off

the occupant’s shoulder, and with the wings

level. Peak floor deceleration must occur in

not more than 0·09 seconds after impact and

must reach a minimum of 16 g. Where floor

rails or floor fittings are used to attach the

seating devices to the test fixture, the rails or

fittings must be misaligned with respect to the

adjacent set of rails or fittings by at least 10

degrees vertically (i.e. out of parallel) with one

rolled 10 degrees.

(c) The following performance measures

must not be exceeded during the dynamic tests

conducted in accordance with sub-paragraph (b)

of this paragraph:

(1) Where upper torso straps are used

tension loads in individual straps must not

exceed 1750 pounds (793·78 kg). If dual

straps are used for restraining the upper torso,

the total strap tension loads must not exceed

2000 pounds (907·18 kg).

(2) The maximum compressive load

measured between the pelvis and the lumbar

column of the anthropomorphic dummy must

not exceed 1500 pounds (680·38 kg).

(3) The upper torso restraint straps

(where installed) must remain on the

occupant’s shoulder during the impact.

(4) The lap safety belt must remain on

the occupant’s pelvis during the impact.

(5) Each occupant must be protected

from serious head injury under the conditions

prescribed in sub-paragraph (b) of this

paragraph. Where head contact with seats or

other structure can occur, protection must be

provided so that the head impact does not

exceed a Head Injury Criterion (HIC) of 1000

units. The level of HIC is defined by the

equation –







Where –

t2 is the final integration time, and

a(t) is the total acceleration vs. time curve for the

head strike, and where

(t) is in seconds, and (a) is in units of gravity (g).

(6) Where leg injuries may result from

contact with seats or other structure, protection

must be provided to prevent axially

compressive loads exceeding 2250 pounds

(1020·58 kg) in each femur.

(7) The seat must remain attached at all

points of attachment, although the structure

may have yielded.

(8) Seats must not yield under the tests

specified in sub-paragraphs (b)(1) and (b)(2) of

this paragraph to the extent they would impede

1. 
   Седалките и задържащите системи (средства) в самолета, трябва да са проектирани, както е описано в този параграф, за да защитят всеки пътник в условията на аварийно кацане, когато -
   

1. 
   Се използват правилно седалките, обезопасяващите колани и раменни ремъци, предвидени в конструкцията, и
   

2. 
   Пътникът е подложен на натоварвания, произтичащи от условията, описани в този параграф.
   

2. 
   Всяка конструкция на типа седалка, допусната за настаняване на пътник, трябва успешно да премине динамичните тестове или да е демонстрирала, чрез рационален анализ, основан на динамичните тестове за подобен тип седалки, в съответствие с всяко едно от следните условия на аварийно кацане. Тестовете трябва да се проведат със антропологичен симулант на пътник с тегло 170 паунда (77,11 кг), тестов манекен, седящ в нормално изправено положение:
   

1. 
   Промяна в насочената надолу вертикална скорост (v), не по-малка от 35 фута за секунда (10,67 м/с), с надлъжна ос на самолета наклонена на надолу с 30 спрямо хоризонталната равнина и хоризонтално положение на крилата. Максималното забавяне на пода трябва да се получи за не повече от 0,08 секунди след удара и трябва да достига като минимум 14g.
   

2. 
   Промяна в насочената напред надлъжна скорост (v), за не по-малко от 44 фута за секунда (13,41 м/с), с хоризонтална надлъжна ос на самолета и завъртяна попътно на 10 във всяка една посока – наляво или надясно, което би предизвикало най-голяма вероятност за обезопасяващата горната част на тялото на пътниците система (където има инсталирана такава) предпазваща от преместване на раменете на пътниците и с хоризонтално положение на крилата. Максималното забавяне на пода трябва да се получи за не повече от 0,09 секунди след удара и трябва да достига като минимум 16g. Там където са използвани подови релси или фитинги за закрепване на седалките към елементите на тестовото оборудване, релсите или фитингите трябва да са разместени със съобразяване на съседните поставени релси и фитинги поне на 10 вертикално (например не паралелно) с едно завъртане на 10.
   

3. 
   По време на провеждането на динамичните тестове, в съответствие с пункт (b) на този параграф, не трябва да се надвишават следните измерени характеристики:
   

1. 
   Там където са използвани ремъци за предпазване на горната част от тялото, индивидуалните натоварвания на разтягане на ремъците не трябва да надвишават 1750 паунда (793,78 кг). Ако са използвани двойни ремъци за придържане на горната част на тялото, пълните натоварвания на разтягане на ремъка не трябва да надвишава 2000 паунда (907,18 кг).
   

2. 
   Максималното притискащо натоварване, измерено между таза и гръбначния стълб на антропологичния манекен, не трябва да надвишава 1500 паунда (680,38 кг).
   

3. 
   Ремъците за предпазване на горната част на тялото (където са инсталирани) трябва да останат върху раменете на пътника по време на удара.
   

4. 
   Обезопасяващите тазовата част колани трябва да останат върху таза на пътника по време на удара.
   

5. 
   Всеки пътник трябва да се предпази от сериозно нараняване на главата в условията, описани в пункт (b) на този параграф. Там където може да се получи контакт на главата на пътника със седалките или друга конструкция, трябва да се предвиди предпазване, така, че ударът на главата да не превишава Критерия за нараняване на главата (HIC) от 1000 единици. Стойността на HIC се определя от уравнението:
   

6. 
   Там където нараняването на краката и коленете може да се причини от контакт със седалките или друга конструкция, трябва да се предвиди защита, за да предпази аксиалните притискащи натоварвания да превишат 2250 паунда (1020,58 кг) за всяко бедро.
   

7. 
   Седалката трябва да остане закрепена за всички точки на окачването й, въпреки, че конструкцията може да се е деформирала.
   

8. 
   Седалките не трябва да се деформират при тестовете, определени в пунктове (b)(1) и (b)(2) на този параграф, до степен, при която те биха попречили на бързата евакуация на пътниците от самолета.
   

Structural strength considerations of ditching

provisions must be in accordance with JAR

25.801 (e).

(a) General. An evaluation of the strength,

detail design, and fabrication must show that

catastrophic failure due to fatigue, corrosion, or

accidental damage, will be avoided throughout the

operational life of the aeroplane. This evaluation

must be conducted in accordance with the

provisions of sub-paragraphs (b) and (e) of this

paragraph, except as specified in sub-paragraph

(c) of this paragraph, for each part of the structure

which could contribute to a catastrophic failure

(such as wing, empennage, control surfaces and

their systems, the fuselage, engine mounting,

landing gear, and their related primary

attachments). (See ACJ 25.571 (a).) For turbine

engine powered aeroplanes, those parts which

could contribute to a catastrophic failure must

also be evaluated under sub-paragraph (d) of this

paragraph. In addition, the following apply:

(1) Each evaluation required by this

paragraph must include –

(i) The typical loading spectra,

temperatures, and humidities expected in

service;

structural elements and detail design

points, the failure of which could cause

catastrophic failure of the aeroplane; and

(iii) An analysis, supported by test

evidence, of the principal structural

elements and detail design points

identified in sub-paragraph (a) (1) (ii) of

this paragraph.

(2) The service history of aeroplanes of

similar structural design, taking due account of

differences in operating conditions and

procedures, may be used in the evaluations

required by this paragraph.

(3) Based on the evaluations required

by this paragraph, inspections or other

procedures must be established as necessary to

prevent catastrophic failure, and must be

included in the Airworthiness Limitations

Section of the Instructions for Continued

Airworthiness required by JAR 25.1529.

(b) Damage-tolerance (fail-safe) evaluation.

The evaluation must include a determination of

the probable locations and modes of damage due

to fatigue, corrosion, or accidental damage. The

determination must be by analysis supported by

test evidence and (if available) service

experience. Damage at multiple sites due to prior

fatigue exposure must be included where the

design is such that this type of damage can be

expected to occur. The evaluation must

incorporate repeated load and static analyses

supported by test evidence. The extent of damage

for residual strength evaluation at any time within

the operational life must be consistent with the

initial detectability and subsequent growth under

repeated loads. The residual strength evaluation

must show that the remaining structure is able to

withstand loads (considered as static ultimate

loads) corresponding to the following conditions:

(1) The limit symmetrical manoeuvring

conditions specified in JAR 25.337 up to VC

and in JAR 25.345.

(2) The limit gust conditions specified

in JAR 25.341 at the specified speeds up to]

VC and in JAR 25.345.

(3) The limit rolling conditions

specified in JAR 25.349 and the limit

unsymmetrical conditions specified in JAR

25.367 and JAR 25.427(a) through (c), at]

speeds up to VC.

(4) The limit yaw manoeuvring

conditions specified in JAR 25.351 at the

specified speeds up to VC.

(5) For pressurised cabins, the

following conditions:

(i) The normal operating

differential pressure combined with the

expected external aerodynamic pressures

applied simultaneously with the flight

loading conditions specified in sub-paragraphs

(b)(1) to (b)(4) of this

paragraph if they have a significant

effect.

normal operating differential pressure

(including the expected external

aerodynamic pressures during 1 g level

flight) multiplied by a factor of 1·15

omitting other loads.

(6) For landing gear and directly-affected

airframe structure, the limit ground

loading conditions specified in JAR 25.473,

JAR 25.491 and JAR 25.493.

If significant changes in structural stiffness or

geometry, or both, follow from a structural

failure, or partial failure, the effect on damage

tolerance must be further investigated. (See ACJ

25.571 (b).) The residual strength requirements of

this sub-paragraph (b) apply, where the critical

damage is not readily detectable. On the other

hand, in the case of damage which is readily

detectable within a short period, smaller loads

than those of sub-paragraphs (b)(1) to (b)(6)

inclusive may be used by agreement with the

Authority. A probability approach may be used in

these latter assessments, substantiating that

catastrophic failure is extremely improbable. (See

ACJ 25.571 (a), paragraph 2.1.2.)

(c) Fatigue (safe-life) evaluation.

Compliance with the damage-tolerance

requirements of sub-paragraph (b) of this

paragraph is not required if the applicant

establishes that their application for particular

structure is impractical. This structure must be

shown by analysis, supported by test evidence, to

be able to withstand the repeated loads of variable

magnitude expected during its service life without

detectable cracks. Appropriate safe-life scatter

factors must be applied.

(d) Sonic fatigue strength. It must be shown

by analysis, supported by test evidence, or by the

service history of aeroplanes of similar structural

design and sonic excitation environment, that –

(1) Sonic fatigue cracks are not

probable in any part of the flight structure

subject to sonic excitation; or

(2) Catastrophic failure caused by sonic

cracks is not probable assuming that the loads

prescribed in sub-paragraph (b) of this

paragraph are applied to all areas affected by

those cracks.

(e) Damage-tolerance (discrete source)

evaluation. The aeroplane must be capable of

successfully completing a flight during which

likely structural damage occurs as a result of –

(1) Bird impact as specified in JAR

25.631;

(2) Reserved

(4) Sudden decompression of

compartments as specified in JAR 25.365 (e)

and (f).

withstand the static loads (considered as ultimate

loads) which are reasonably expected to occur at

the time of the occurrence and during the

completion of the flight. Dynamic effects on these

static loads need not be considered. Corrective

action to be taken by the pilot following the

incident, such as limiting manoeuvres, avoiding

turbulence, and reducing speed, may be

considered. If significant changes in structural

stiffness or geometry, or both, follow from a

structural failure or partial failure, the effect on

damage tolerance must be further investigated.

(See ACJ 25.571(a), paragraph 2.7.2 and ACJ

1. 
   Общи положения. Оценката на якостта, проектирането на детайлите и производството им трябва да покажат, че катастрофална повреда, поради умора на материала, корозия или случайна повреда, ще бъдат предотвратени през целия живот на експлоатация на самолета. Това оценяване трябва да се проведе в съответствие с предвижданията на пунктове (b) и (е) на този параграф, освен както е определено в пункт (с) на този параграф, за всяка част от конструкцията, която би допринесла за катастрофалната повреда (като крилата, опашните плоскости, управляващите повърхности и техните системи, тялото на самолета, възлите за закрепване на двигателите, колесникът на самолета и техните основни свързващи съединения). За самолети оборудвани с газо-турбинни двигатели, тези части, които биха допринесли за катастрофална повреда, също трябва да бъдат оценени съгласно пункт (d) на този параграф. В допълнение се прилага следното:
   

1. 
   Всяко оценяване, изисквано от този параграф трябва да включва -
   

1. 
   Типичният спектър на натоварване, температури и влажности в експлоатацията;
   

2. 
   Определяне на проектните точки на основните конструктивни елементи и детайли, повредата на които би довела до катастрофална повреда на самолета, и
   

3. 
   Анализи, подкрепени с доказателства посредством изпитания, за проектните точки на основните конструктивни елементи и детайли, определени в пункт (а)(1)(ii) на този параграф.
   

2. 
   Историята от експлоатацията на самолети с подобни проектирани конструкции, с вземане предвид на съответните разлики в условията на експлоатация и процедурите, които могат да се използват при оценяването, изисквано в този параграф.
   

3. 
   Базирани на оценяванията, изисквани в този параграф, трябва да се установят проверки или други процедури, като необходимост за предпазване от катастрофална повреда и трябва да бъдат включени в частта, касаеща ограниченията на летателната годност от Инструкцията за поддържане на летателната годност, изисквана от JAR 25.1529.
   

2. 
   Оценка на допуска на повредите (безопасен отказ). Оценката трябва да включва определяне на вероятното разположение и типа на повредите поради умора на материала, корозия или случайна повреда. Определянето трябва да е подкрепено от анализи чрез тестови доказателства и (ако е на разположение) опит от експлоатацията. Повреди на многобройни места поради предходно открита налична умора на материала, трябва да бъдат включени, там където конструкцията е такава, че този тип повреди могат да се очакват да се случат. Оценяването трябва да включва повтарящи се натоварвания и статични анализи, потвърдени от тестови доказателства. Степента на повреда за оценяване на остатъчната якост по всяко време в рамките на експлоатационния живот, трябва да се съвмести с началното откриване и последващо развитие при повтарящи се натоварвания. Оценката на остатъчната якост трябва да показва, че останалата конструкция е в състояние да издържи натоварвания (разглеждани, като максимални статични натоварвания), съответстващи на следните условия:
   

1. 
   Граничните условия на симетрично маневриране, определени в JAR 25.337 до скорост V_C и съгласно JAR 25.345.
   

2. 
   Граничните условия на порива на вятъра, определени в JAR 25.341 при определени скорости до V_C и съгласно JAR 25.345.
   

3. 
   Граничните условия на напречно завъртане, определени в JAR 25.349 и граничните несиметрични условия, определени в JAR 25.367 и 25.427 (а) до (с) при скорости до V_C.
   

4. 
   Граничните условия при попътно маневриране, определени в JAR 25.351 при определените скорости до V_C.
   

5. 
   За кабини на самолета със създадено свръх-налягане, следните условия:
   

1. 
   Нормалното експлоатационно диференциално налягане комбинирано с очакваното външно аеродинамично налягане, приложено едновременно с условията на полетно натоварване, определени в пунктове (b)(1) до (b)(4) на този параграф, ако те имат значително влияние.
   

2. 
   Максималната стойност на нормалното експлоатационно диференциално налягане (включващо очакваните външни аеродинамични налягания по време на хоризонтален полет с коефициент на претоварване 1g) умножено с коефициент от 1,15 с изключване на други натоварвания.
   

6. 
   За колесника на самолета и директно свързаната с него конструкция на планера, граничните условия на земни натоварвания, определени в JAR 25.473, 25.491 и 25.493.
   

Ако значителни промени в коравината или геометрията на конструкцията или и двете, са последвани от повреда на конструкцията или от частична повреда на конструкцията, трябва в бъдеще да се провери влиянието на допуска на разрушението. Изискванията за остатъчна якост в този пункт (b) се прилагат, там където критичната повреда не е лесно забележима. От друга страна, в случай на повреда, която е лесно забележима за кратък период от време, по-малки натоварвания от тези, включени в пунктове (b)(1) и (b)(6), може да се използват по договаряне с Въздухоплавателната Администрация. При тези крайни оценявания може да се използват приближения на вероятността, доказваща че предизвикването на катастрофална повреда е изключително малко вероятно.

3. 
   Оценяване на умората на материала (ресурс). Не е необходимо съответствие с изискванията за допуска на разрушаването от пункт (b) на този параграф, ако кандидатстващия установи, че тяхното прилагане за отделна конструкция е неосъществимо. Тази конструкция трябва да покаже, чрез анализ и да потвърди, чрез тестови доказателства, че е способна да издържи повтарящи се натоварвания с променлива величина, очаквани по време на нейния експлоатационен живот, без забележими пукнатини. Трябва да се приложат подходящи коефициенти на разбиване на ресурса.
   

4. 
   Якост при умора на материала от свръхзвукови натоварвания. Трябва да се демонстрира, чрез анализи, да се потвърди с тестово доказване или от хронология на експлоатацията на самолет с подобно проектирана конструкция и среда на свръх-звукови вибрации, че -
   

1. 
   Пукнатините предизвикани от свръх-звуковото натоварване не са възможни за всяка част от полетната конструкция подложени на свръх-звукови вибро-напрежения, или
   

2. 
   Катастрофално разрушаване, причинено от пукнатини в резултат на свръх-звукови натоварвания, вероятно не допуска, че натоварванията описани в пункт (b) на този параграф са приложени върху всички области засегнати от тези пукнатини.
   

5. 
   Оценка на допуска на повредите (от дискретен източник). Самолетът трябва да е в състояние успешно да изпълни полет, по време на който може да се получи вероятна повреда на конструкцията на самолета, в резултат на:
   

1. 
   Удар от птица, както е определено в JAR 25.631.
   

2. 
   Запазен.
   

3. 
   Запазен.
   

4. 
   Внезапна декомпресия на херметичните помещения (салони), както е определено в JAR 25.365 (е) и (f).
   

Повредената конструкция трябва да е в състояние да издържи статичните натоварвания (разглеждани, като максимални натоварвания), които логично са очаквани да се случат в момента на появяването им и по време на завършване на полета след това. Динамичното влияние на тези статични натоварвания не трябва да се разглежда. След получаването на инцидента трябва да се предприемат корегиращи действия от страна на пилота, такива като ограничаване на маневрите, причиняващи турболенция и може да се обмисли намаляване на скоростта. Ако се предизвикат значителни промени в коравината или геометрията на конструкцията или и в двете от конструктивна повреда или от отделна повреда, влиянието на допуска на повредите трябва в бъдеще да се изследва.

(a) The aeroplane must be protected against

catastrophic effects from lightning. (See JAR

25X899 and ACJ 25.581.)

(b) For metallic components, compliance

with sub-paragraph (a) of this paragraph may be

shown by –

(1) Bonding the components properly

to the airframe; or

(2) Designing the components so that a

strike will not endanger the aeroplane.

(c) For non-metallic components, compliance

with sub-paragraph (a) of this paragraph may be

shown by –

(1) Designing the components to

minimise the effect of a strike; or

(2) Incorporating acceptable means of

diverting the resulting electrical current so as

not to endanger the aeroplane.

1. 
   Самолетът трябва да е защитен срещу катастрофална повреда в резултат на високоволтов разряд (мълния).
   

2. 
   За металните компоненти, съответствието с пункт (а) на този параграф може да се демонстрира посредством–
   

1. 
   С използване на заземяващи метални ленти (заземки) заземяващи коректно компонентите към планера на самолета.
   

2. 
   Проектиране на компонентите така, че удар от мълния няма да изложи на опасност самолета.
   

3. 
   За не-метални компоненти, съответствието с пункт (а) на този параграф, може да се демонстрира чрез –
   

1. 
   Проектиране на компонентите с цел минимизиране влиянието на удар от мълния, или
   

2. 
   Включване на приемливи средства за отклоняване на резултантният електрически заряд, така че да не се изложи на опасност самолета.
   

The aeroplane may not have design features or

details that experience has shown to be hazardous

or unreliable. The suitability of each questionable

design detail and part must be established by tests.