Joint Aviation Requirements jar–25 Large Aeroplanes

(See ACJ 25.1419)

If certification for flight in icing conditions is

desired, the aeroplane must be able to safely

operate in the continuous maximum and

intermittent maximum icing conditions of

Appendix C. To establish that the aeroplane can

operate within the continuous maximum and

intermittent maximum conditions of Appendix C–

(a) An analysis must be performed to

establish that the ice protection for the various

components of the aeroplane is adequate, taking

into account the various aeroplane operational

configurations; and

(b) To verify the ice protection analysis, to

check for icing anomalies, and to demonstrate that

the ice protection system and its components are

effective, the aeroplane or its components must be

flight tested in the various operational

configurations, in measured natural atmospheric

icing conditions, and as found necessary, by one

or more of the following means:

(1) Laboratory dry air or simulated

icing tests, or a combination of both, of the

components or models of the components.

(2) Flight dry air tests of the ice

protection system as a whole, or of its

individual components.

(3) Flight tests of the aeroplane or its

components in measured simulated icing

conditions.

(c) Caution information, such as an amber

caution light or equivalent, must be provided to

alert the flight crew when the anti-ice or de-ice

system is not functioning normally.

(d) For turbine engine powered aeroplanes,

the ice protection provisions of this paragraph are

considered to be applicable primarily to the

airframe. For the powerplant installation, certain

additional provisions of Subpart E may be found

applicable.

1. 
   Трябва да се направят анализи, за да се установи, че защитата от обледеняване на различните компоненти на самолета е адекватна, с отчитане на различните експлоатационни условия на самолета, и
   

2. 
   За да се потвърдят анализите за защита от обледеняване и да се проверят аномалиите на обледеняването и за да се демонстрира, че системата за защита от обледенение и нейните компоненти са ефикасни, самолетът или неговите компоненти трябва да се изпитват в полет при различни експлоатационни условия в оценени естествени атмосферни условия за обледеняване и както е намерено за необходимо, чрез едно или повече от следните средства:
   

1. 
   Изпитания с лабораторен сух въздух или симулирано обледеняване или комбинация от двете за компонентите или модели на компонентите.
   

2. 
   Изпитания с полетен сух въздух на цялата системата за защита от обледеняване или на индивидуалните й компоненти.
   

3. 
   Полетни изпитания на самолета или неговите компоненти при оценени симулирани условия на обледеняване.
   

3. 
   Предупредителна информация, като кехлибарена предупреждаваща светлинна сигнализация или еквивалент, трябва да се осигурят, за да алармират членовете на екипажа, когато системата за предпазване от обледенение или за премахване на обледенението не работи нормално.
   

4. 
   За самолети, задвижвани с газотурбинни двигатели, предвиждания за защита от обледеняване в този параграф се разглеждат, че се отнасят главно за планера на самолета. За инсталации на силовата установка, някои допълнителни предвиждания на Глава Е на JAR-25 могат да се окажат приложими.
   

If a megaphone is installed, a restraining means

must be provided that is capable of restraining the

megaphone when it is subjected to the ultimate

inertia forces specified in JAR 25.561 (b)(3).

A public address system required by this JAR

must –

(a) Be powerable when the aircraft is in

shutdown or failure of all engines and auxiliary

power units, or the disconnection or failure of all

power sources dependent on their continued

operation, for –

(1) A time duration of at least

10 minutes, including an aggregate time

duration of at least 5 minutes of

announcements made by flight and cabin crew

members, considering all other loads which

may remain powered by the same source when

all other power sources are inoperative; and

(2) An additional time duration in its

standby state appropriate or required for any

other loads that are powered by the same

source and that are essential to safety of flight

or required during emergency conditions.

(b) The system must be capable of operation

within 3 seconds from the time a microphone is

[removed from its stowage by a cabin crew

member at those stations in the passenger]

compartment from which its use is accessible.

(c) Be intelligible at all passenger seats,

[lavatories, and cabin crew member seats and]

work stations.

(d) Be designed so that no unused, unstowed

microphone will render the system inoperative.

(e) Be capable of functioning independently

of any required crew member interphone system.

(f) Be accessible for immediate use from

each of two flight-crew member stations in the

pilot compartment.

(g) For each required floor-level passenger

[emergency exit which has an adjacent cabin crew

member seat, have a microphone which is readily

accessible to the seated cabin crew member,]

except that one microphone may serve more than

one exit, provided the proximity of the exits

allows unassisted verbal communications between

[seated cabin crew members.]

1. 
   Да е захранвана, когато самолетът е в полет или спрял на земя, след изключване или отказ на всички двигатели и спомагателни силови установки или разсъединяването или отказа на всички енергийни източници в зависимост от тяхната продължителна експлоатация, за -
   

1. 
   Период от време не по-малък от 10 минути, включително сумарен период от време не по-малък от 5 минути за съобщенията, направени от летателния или кабинния екипаж, с отчитане на всякакви други електрически товари, които могат да останат захранени от същия енергиен източник, при неработещи всички други енергийни източници, и
   

2. 
   Допълнителен период от време, подходящ за неговото положение на готовност или изискван за които и да са други електрически товари, които са енергийно захранени от същия източник и които са основни за безопасността на полета или изисквани по време на аварийни състояния.
   

2. 
   Системата трябва да е в състояние да заработи в рамките на 3 секунди от момента, когато кабинният екипаж вземе микрофона, от неговите позиции за поместване в тези места в пътническата кабина, от която е достъпно използването му.
   

3. 
   Да е разбираема от всички пътнически места, тоалетни и места на членовете на кабинния екипаж и работни места.
   

4. 
   Да е проектирана така, че системата няма да остане неработоспособна, ако има използван или не поставен на мястото си микрофон.
   

5. 
   Да е в състояние да работи независимо от всякакви изисквани вътрешни телефонни системи за членовете на екипажа.
   

6. 
   Да е достъпна за незабавно използване от всяко едно от двете места на пилотите в пилотската кабина.
   

7. 
   За всеки изискван пътнически авариен изход, разположен на нивото на пода, до който има близко разположено място на член от екипажа, да има микрофон, който е лесно достъпен за седящите членове на кабинния екипаж, освен ако един микрофон може да обслужва повече от един изход, осигуряващ близко разположените изходи, който да позволи самостоятелни словесни комуникации между седящите членове на кабинния екипаж.
   

(a) In showing compliance with JAR 25.1309

(a) and (b) with respect to radio and electronic

equipment and their installations, critical

environmental conditions must be considered

(b) Radio and electronic equipment must be

supplied with power under the requirements of

JAR 25.1355 (c).

(c) Radio and electronic equipment, controls

and wiring must be installed so that operation of

any one unit or system of units will not adversely

affect the simultaneous operation of any other

radio or electronic unit, or system of units,

required by this JAR–25.

(d) Electronic equipment must be designed

and installed such that it does not cause essential

loads to become inoperative, as a result of

electrical power supply transients or transients

from other causes.

1. 
   За демонстриране на съответствията с JAR 25.1309 (а) и (b) в отношение на радио-свързочното и електронното оборудвания и техните инсталации, трябва да се разглеждат критични условия на околната среда.
   

2. 
   Радио-свързочното и електронното оборудвания трябва да се захранват с електроенергия съгласно изискванията на JAR 25.1355(с).
   

3. 
   Радио-свързочното и електронното оборудвания, управление и кабели трябва да са инсталирани така, че работата на всеки един агрегат или система от агрегати няма да въздействат неблагоприятно едновременната работа на всякакво друго радио-свързочни или електронни агрегати или система от агрегати, изисквани от JAR-25.
   

4. 
   Електронното оборудване трябва да е проектирано и инсталирано така, че да не причини неработоспособност на основни електрически товари, в резултат на нестационарност в електрическото захранване или нестационарност от други причини.
   

There must be means, in addition to the normal

pressure relief, to automatically relieve the pressure

in the discharge lines from the vacuum air pump

when the delivery temperature of the air becomes

unsafe.

(a) Design. Each hydraulic system must be

designed as follows:

(1) Each element of the hydraulic

system must be designed to withstand the loads

due to the working pressure Pw, in the case of

elements other than pressure vessels or to the

limit pressure, PL, in the case of pressure

vessels, in combination with limit structure

loads which may be imposed without

deformation that would prevent it from

performing its intended function, and to

withstand without rupture, the working or limit

pressure loads multiplied by a factor of 1·5 in

combination with ultimate structural loads that

can reasonably occur simultaneously.

(i) Pw. The working pressure is

the maximum steady pressure in service

acting on the element including the

tolerances and possible pressure

variations in normal operating modes but

excluding transient pressures.

(ii) PL. The limit pressure is the

anticipated maximum pressure in service

acting on a pressure vessel, including the

tolerances and possible pressure

variations in normal operating modes but

excluding transient pressures.

(2) A means to indicate system pressure

and a means to indicate fluid quantity, both

located at a flight-crew member station, must

be provided for each hydraulic system that –

(i) Performs a function that is

essential for continued safe flight and

landing; or

(ii) In the event of hydraulic

system malfunction, requires corrective

action by the crew to ensure continued

safe flight and landing.

(3) Reserved.

(4) There must be means to ensure that

system pressures, including transient pressures

and pressures from fluid volumetric changes in

components which are likely to remain closed

long enough for such changes to occur –

(i) Will be within 90 to 110% of

pump average discharge pressure at each

pump outlet or at the outlet of the pump

transient pressure dampening device, if

provided; and

(ii) Except as provided in sub-paragraph

(a)(7), will not exceed 125%

of the design operating pressure,

excluding pressure at the outlets specified

in sub-paragraph (i) of this paragraph.

(See ACJ 25.1435(a)(4).) Design

operating pressure is the maximum steady

operating pressure.

(5) Each hydraulic element must be

installed and supported to prevent excessive

vibration, abrasion, corrosion, and mechanical

damage, and to withstand inertia loads. If a

hydraulic fluid which could be harmful to

occupants when liberated in any form is used,

there must be a means to prevent harmful or

hazardous concentration of the fluid or vapours

in the crew or passenger compartments during

flight.

must be used to connect points in a hydraulic

fluid line between which relative motion or

differential vibration exists.

(7) Transient pressure in a part of the

system may exceed the limit specified in sub-paragraph

(a)(4)(ii) of this paragraph if –

(i) A survey of those transient

pressures is conducted to determine their

magnitude and frequency; and

(ii) Based on the survey, the

fatigue strength of that part of the system

is substantiated by analysis or tests, or

both.

designed and installed so that loss of hydraulic

fluid to the pump cannot create a hazard that

might prevent continued safe flight and

landing. (See ACJ 25.1435 (a)(8).)

(9) The system must be designed to

avoid hazard to the aeroplane arising from the

effects of abnormally high temperatures which

may occur in certain parts of the system under

fault conditions. (See ACJ 25.1435 (a)(4).)

(10) The elements of the system must be

able to withstand the loads due to the pressure

condition without leakage or permanent

distortion and for the ultimate condition

without rupture. Temperatures must be those

corresponding to normal operating conditions.

Where elements are constructed from materials

other than aluminium alloy, tungum, or

medium-strength steel, the Authority may

prescribe or agree other factors. The materials

used must in all cases be resistant to

deterioration arising from the environmental

conditions of the installation, particularly the

effects of vibration.

(11) Where any part of the system is

subject to fluctuating or repeated external or

internal loads, adequate allowance must be

made for fatigue.

(b) Tests

(1) A complete hydraulic system must

be static tested to show that it can withstand a

pressure of 1·5 times the working pressure

without a deformation of any part of the system

that would prevent it from performing its

intended function. Clearance between

structural members and hydraulic system

elements must be adequate and there must be

no permanent detrimental deformation. For the

purpose of this test, the pressure relief valve

may be made inoperable to permit application

of the required pressure.

(2) Compliance with JAR 25.1309 for

hydraulic systems must be shown by functional

tests, endurance tests, and analyses. The entire

system or appropriate subsystems must be

tested in an aeroplane or in a mock-up

installation to determine proper performance

and proper relation to other aeroplane systems.

The functional tests must include simulation of

hydraulic system failure conditions. The tests

must account for flight loads, ground loads,

and hydraulic system working, limit and

transient pressures expected during normal

operation, but need not account for vibration

loads or for loads due to temperature effects.

Endurance tests must simulate the repeated

complete flights that could be expected to

occur in service. Elements which fail during

the tests must be modified in order to have the

design deficiency corrected and, where

necessary, must be sufficiently retested.

Simulation of operating and environmental

conditions must be completed on elements and

appropriate portions of the hydraulic system to

the extent necessary to evaluate the

environmental effects. (See ACJ 25.1435

(b)(2).)

significantly lower the airworthiness or safe

handling of the aeroplane must be proved by

suitable testing, taking into account the most

critical combination of pressures and

temperatures which are applicable.

(c) Fire protection. Each hydraulic system

using flammable hydraulic fluid must meet the

applicable requirements of JAR 25.863, 25.1183,

25.1185 and 25.1189.

(d) The constructor must specify the

hydraulic fluid which is suitable to be used in the

1. 
   Проектиране. Всяка хидравлична система трябва да е проектирана както следва:
   

1. 
   Всеки елемент на хидравличната система трябва да е проектиран да издържи натоварванията, породени от работното налягане P_W, за елементи, различни от съдовете под налягане или натоварванията породени от налягания до граничната стойност на налягането P_L, за съдове под налягане, в комбинация с граничните натоварвания на конструкцията, които може да се приложат, без деформации, които биха попречили за изпълнение на очакваните функции на елемента и способността му да издържи, без разрушение, натоварванията от работното или граничното налягания умножени с коефициент 1,5 в комбинация с максималните конструктивни натоварвания, които логично могат да се получат едновременно.
   

1. 
   P_W. Работното налягане е максималното установено налягане в експлоатацията, действащо върху елементите, включващо допуските и възможните варирания на налягането при нормални методи на експлоатация, но изключващо преходните налягания.
   

2. 
   P_L. Граничното налягане е очакваното максимално налягане в експлоатацията, действащо на съдовете под налягане, включващо допуските и възможните варирания на налягането при нормални методи на експлоатация, но изключващи преходните налягания.
   

2. 
   Трябва да се осигурят средства за индикиране на налягането и средства за индикиране на количеството на работната течност, и двете разположени при пилотските места, за всяка хидравлична система, която -
   

1. 
   Изпълнява функции, които са основни за продължителен безопасен полет и кацане, и
   

2. 
   В случай на неработоспособност на хидравличната система, изисква коригиращи действия от страна на членовете на екипажа, за да осигурят продължителен безопасен полет и кацане.
   

3. 
   Запазен.
   

4. 
   Трябва да има средства за осигуряване на това, че налягания в система, включващи преходните налягания и наляганията от промените в обема на течността в компоненти, които вероятно остават достатъчно дълго време затворени за възникване на такива промени -
   

1. 
   Ще бъдат в рамките на 90 до 110 % от средното подавано от помпата налягане на всеки изход от помпата или на изхода от помпата след устройството за демпфиране на преходните налягания, ако такова е предвидено, и
   

2. 
   Освен както е предвидено в подпараграф (а)(7) на този параграф, да не превишават 125% от проектното експлоатационно налягане, с изключение на налягането на изходите, определени в подпараграф (i) на този параграф. Проектно експлоатационно налягане е максималното установено експлоатационно налягане.
   

5. 
   Всеки хидравличен елемент трябва да е инсталиран и закрепен така, че да предотврати прекомерни вибрации, протриване, корозия и механични повреди и да издържи натоварванията от инерционните сили. Ако хидравличната течност, която би могла да е вредна за пътниците, когато се освобождава под каквито и да са форми, трябва да има средства за предотвратяване на вредната или опасната концентрация на течността или изпарения в отсеците на екипажа и пътниците по време на полет.
   

6. 
   Трябва да се използват средства, осигуряващи гъвкавост в точките на свързване на хидравличните тръбопроводи между които съществува относително движение или различни вибрации.
   

7. 
   Преходните налягания в част от системата може да надвишат ограничението, определено в подпараграф (а)(4)(ii) на този параграф, ако -
   

1. 
   Се проведат изследвания на тези преходни налягания, за да се определят техните стойности и честота, и
   

2. 
   Базирана на изследванията, устойчивостта на умора на тази част от системата е потвърдена от анализи или изпитания или от двете.
   

8. 
   Всяка хидравлична помпа трябва да е проектирана и инсталирана така, че загубата на хидравлична течност до помпата не може да създаде опасност, която може да попречи на продължението на безопасния полет и кацане.
   

9. 
   Системата трябва да е проектирана да предотврати опасност за самолета, възникваща от влиянието на необикновено високи температури, които може да възникнат в определени части на системата при условия на отказ.
   

10. 
    Елементите от системата, трябва да са в състояние да издържат натоварванията, породени от даденото в Приложение К налягане в условията на изпитване, без течове или остатъчни деформации и за крайните условия без разрушаване. Температурите трябва да са тези съответстващи на нормалните експлоатационни условия. Там където елементите са конструирани от материали, различни от алуминиеви сплави, волфрамова или средно яка стомана, Въздухоплавателната администрация може да определи или да уговори други коефициенти. Използваните материали трябва във всички случаи да са устойчиви на износване, възникващо от околните условия на инсталирането, особено въздействията на вибрациите.
    

11. 
    Където някакви части от системата са подложени на променливи или повтарящи се вътрешни или външни натоварвания, трябва да се направи адекватно допускане за умората ма материала.
    

2. 
   Изпитания.
   

1. 
   Комплектованата хидравлична система трябва да се изпита статично, за да демонстрира, че може да издържи налягане от 1,5 пъти работното налягане, без деформиране на каквито и да са части на системата, които биха попречили на системата да изпълнява функциите за които е предназначена. Разстоянието между елементите от конструкцията на самолета и елементите на хидравличната система, трябва де е адекватно и не трябва да има остатъчни вредни деформации. За целите на това изпитание, клапанът за изпускане на налягането може да се блокира, за да позволи прилагането на изискваното налягане.
   

2. 
   За хидравличната система трябва да се демонстрира съответствие с JAR 25.1309, чрез функционални изпитания, изпитания на издръжливост и анализи. Цялата система или подходящи части от системата трябва да се изпитват на самолета или на макетна установка, за да се определят съответните характеристики и съответните взаимовръзки с други системи на самолета. Функционалните тестове трябва да включват симулиране на съчетания на откази на хидравличната система. Изпитанията трябва да отчитат полетните натоварвания и работните ограничения на хидравличната система и преходни налягания, очаквани по време на нормалната експлоатация, но не трябва да отчитат вибрационните натоварвания или натоварвания от температурни въздействия. Изпитанието на издръжливост трябва да симулира изпълнени повтарящи се полети, които биха се очаквали да се получат в експлоатацията. Елементите, които се повредят по време на изпитанията трябва да се модифицират, за да им се коригират конструктивно-производствените недостатъци и където е необходимо трябва подходящо да се изпитат повторно. Симулирането на работни и околни условия трябва да се изпълни за елементи и подходящи точки от хидравличната система до степента, необходима за да се оценят околните влияния.
   

3. 
   Части, повредата на които значително ще влоши летателната годност или безопасното управление на самолета, трябва да са доказани, чрез подходящо изпитване, с отчитане на най-критичната комбинация от налягания и температури, които се отнасят.
   

3. 
   Противопожарна защита. Всяка хидравлична система, използваща запалима хидравлична течност, трябва да отговаря на приложимите изисквания на JAR 25.1185 и 25.1189.
   

4. 
   Конструкторът трябва да определи точно хидравличната течност, която е подходяща да се използва в самолета.