JAR 25.963 Fuel tanks: general

1. 
   Всеки горивен резервоар трябва да е способен да издържи, без да се поврежда, вибрациите, натоварванията предизвикани от инерционните сили и наличното количество гориво и конструктивните натоварвания, които може да са приложени в експлоатацията.
   

2. 
   Гъвкавите обшивки на горивни резервоари трябва да са одобрени или трябва да са демонстрирали, че са подходящи за специфичното им използване.
   

3. 
   Вградените горивни резервоари трябва да имат приспособления за инспектиране и ремонт на вътрешното им пространство.
   

4. 
   Горивните резервоари, до толкова доколкото това е изпълнимо, трябва да са проектирани и поставени така, че да не се изпуска гориво във или около тялото на самолета или около двигателите в количества достатъчни да се създаде сериозен пожар при различни претърпени катастрофални състояния.
   

5. 
   Горивните резервоари, разположени в контурите на тялото на самолета, трябва да са в състояние да се съпротивляват на разкъсване на целостта им и да задържат намиращото се в тях гориво при въздействие на инерционните сили, описани за условията на аварийно кацане в JAR 25.561. В допълнение, тези резервоари трябва да са в защитено положение така, че излагането на резервоарите на ударно съприкосновение със земята да е малко вероятно.
   

6. 
   За горивни резервоари със създадено в тях работно налягане, трябва да се предвидят средства с отказобезотказни характеристики, за да предотвратят създаването на прекомерна разлика в налягането между вътрешността на резервоара и пространството около него.
   

7. 
   Достъпните повърхности на горивния резервоар трябва да се изпълнят със следните критерии, за да предпазят от загуба на опасни количества от горивото:
   

1. 
   За всички повърхности, разположени в области, където опита или анализите показват вероятност от удар, трябва да се демонстрира, чрез анализи или изпитания, минимизиране на проникване и деформация от части от гума, ниско енергийни отломки от двигателя или други вероятни отломки.
   

2. 
   Запазен.
   

(a) It must be shown by tests that the fuel

tanks, as mounted in the aeroplane can withstand,

without failure or leakage, the more critical of the

pressures resulting from the conditions specified

in sub-paragraphs (a)(1) and (2) of this paragraph.

In addition it must be shown by either analysis or

tests, (see ACJ 25.965(a)) that tank surfaces

subjected to more critical pressures resulting from

the conditions of sub-paragraphs (a)(3) and (4) of

this paragraph, are able to withstand the following

pressures:

(1) An internal pressure of 3·5 psi.

(2) 125% of the maximum air pressure

developed in the tank from ram effect.

(3) Fluid pressures developed during

maximum limit accelerations, and deflections,

of the aeroplane with a full tank.

(4) Fluid pressures developed during

the most adverse combination of aeroplane roll

and fuel load.

(b) Each metallic tank with large

unsupported or unstiffened flat surfaces, whose

failure or deformation could cause fuel leakage,

must be able to withstand the following test, or its

equivalent, without leakage or excessive

deformation of the tank walls:

(1) Each complete tank assembly and

its supports must be vibration tested while

mounted to simulate the actual installation.

(2) Except as specified in sub-paragraph

(b)(4) of this paragraph, the tank

assembly must be vibrated for 25 hours at an

amplitude of not less than 0·03125 of an inch

(unless another amplitude is substantiated)

while two-thirds filled with water or other

suitable test fluid.

(3) The test frequency of vibration must

be as follows:

(i) If no frequency of vibration

resulting from any rpm within the normal

operating range of engine speeds is

critical, the test frequency of vibration

must be 2000 cycles per minute.

(ii) If only one frequency of

vibration resulting from any rpm within

the normal operating range of engine

speeds is critical, that frequency of

vibration must be the test frequency.

(iii) If more than one frequency of

vibration resulting from any rpm within

the normal operating range of engine

speeds is critical, the most critical of

these frequencies must be the test

frequency.

(4) Under sub-paragraph (b)(3) (ii) and

(iii) of this paragraph, the time of test must be

adjusted to accomplish the same number of

vibration cycles that would be accomplished in

25 hours at the frequency specified in sub-paragraph

(b)(3)(i) of this paragraph.

(5) During the test, the tank assembly

must be rocked at the rate of 16 to 20 complete

cycles per minute, through an angle of 15º on

both sides of the horizontal (30º total), about

the most critical axis, for 25 hours. If motion

about more than one axis is likely to be critical,

the tank must be rocked about each critical axis

for 12·5 hours.

(c) Except where satisfactory operating

experience with a similar tank in a similar

installation is shown, non-metallic tanks must

withstand the test specified in sub-paragraph

(b)(5) of this paragraph, with fuel at a temperature

of 110ºF. During this test, a representative

specimen of the tank must be installed in a

supporting structure simulating the installation in

the aeroplane.

(d) For pressurised fuel tanks, it must be

shown by analysis or tests that the fuel tanks can

withstand the maximum pressure likely to occur

on the ground or in flight.

1. 
   Трябва да се демонстрира, посредством изпитания, че горивните резервоари, монтирани в самолета, могат да издържат, без повреди или теч, най-критичните налягания получени от условията, определени в подпараграфи (а) (1) и (2) на този параграф. В допълнение трябва да се демонстрира или чрез анализи или чрез изпитания, че повърхностите на резервоара, подложени на въздействието на най-критичните налягания, получени от условията на подпараграфи (а) (3) и (4) на този параграф, са в състояние да издържат следните стойности на налягането:
   

1. 
   Вътрешно налягане от 3,5 psi.
   

2. 
   125% от максималното въздушно налягане получено в резервоара от въздействието на скоростния напор.
   

3. 
   Налягането на горивото получено по време на максималното ограничително ускорение и еластичните усуквания на самолета с пълен горивен резервоар.
   

4. 
   Налягането на горивото получено по време на най-неблагоприятната комбинация от напречно завъртане на самолета и зареденото гориво.
   

2. 
   Всеки метален резервоар с големи неподкрепени или не еластични плоски повърхности, чийто повреди или деформации биха причинили теч на гориво, трябва да са способни да издържат следното изпитание или негов еквивалент, без наличие на теч или прекомерна деформация на стените на резервоара:
   

1. 
   Всеки комплектен монтаж на резервоар и неговото закрепване трябва да се подложат на вибрационни изпитания когато се симулира действителното им инсталиране.
   

2. 
   Освен както е определено в подпараграф (b)(4) на този параграф, комплектът на резервоара трябва да се подложи на вибрации за 25 часа с амплитуда не по-малка от 0,03125 от инча (освен ако не е предвидена друга амплитуда), като 2/3 от обема на резарвоара е запълнен с вода или друга подходяща за изпитанието течност.
   

3. 
   Честотата на вибрациите при изпитанията трябва да е както следва:
   

1. 
   Ако честотата на вибрации, резултат от която и да е честота на въртене в експлоатационния диапазон на двигателя не е критична, честотата на изпитание на вибрации трябва да е 2000 цикъла за минута.
   

2. 
   Ако само една честота на вибрации, резултат от някоя честота на въртене в работния диапазон на двигателя е критична, тази честота на вибрациите трябва да е честотата на изпитание на вибрациите.
   

3. 
   Ако повече от една честота на вибрации, резултат от някои честоти на въртене в работния диапазон на двигателя са критични, най-критичната от тези честоти на вибрациите трябва да е честотата на изпитване на вибрациите.
   

4. 
   За изпълнение на условията на подпараграфи (b)(3) (ii) и (iii) на този параграф, времето на изпитание трябва да се приспособи за извършване на еднакъв брой вибрационни цикли, с тези които ще се извършат за 25 часа при честота на вибрациите, определена в подпараграф (b)(3)(i) на този параграф.
   

5. 
   По време на изпитанието, комплектът на резервоара трябва да се колебае с 16 до 20 завършени цикли за минута, до 15 на всяка страна от хоризонталното положение (общо 30), около най-критичната ос, в продължение на 25 часа. Ако движението около повече от една ос е вероятно да е критично, резервоарът трябва да се люлее около всяка критична ос 12,5 часа.
   

3. 
   Освен където е демонстриран удовлетворителен експлоатационен опит с подобни резервоари за подобно инсталиране, не металните резервоари трябва да издържат изпитанието, определено в подпараграф (b)(5) на този параграф, с температура на горивото от 110F. По време на това изпитание представителен образец на този резервоар трябва да се инсталира в поддържащата го конструкция, имитираща инсталирането му в самолета.
   

4. 
   За резервоари със създадено в тях налягане, трябва да се демонстрира, чрез анализи или изпитания, че горивните резервоари могат да издържат максималното налягане, което вероятно може да се получи в резервоара на земята или в полет.
   

(a) Each fuel tank must be supported so that

tank loads (resulting from the weight of the fuel in

the tanks) are not concentrated on unsupported

tank surfaces. In addition –

(1) There must be pads, if necessary, to

prevent chafing between the tank and its

supports;

(2) Padding must be non-absorbent or

treated to prevent the absorption of fluids;

(3) If a flexible tank liner is used, it

must be supported so that it is not required to

withstand fluid loads (see ACJ 25.967(a)(3));

and

compartment must be smooth and free of

projections that could cause wear of the liner

unless –

protection of the liner at these points; or

(ii) That construction of the liner

itself provides that protection.

(b) Spaces adjacent to tank surfaces must be

ventilated to avoid fume accumulation due to

minor leakage. If the tank is in a sealed

compartment, ventilation may be limited to drain

holes large enough to prevent excessive pressure

resulting from altitude changes.

(c) The location of each tank must meet the

requirements of JAR 25.1185(a).

(d) No engine nacelle skin immediately

behind a major air outlet from the engine

compartment may act as the wall of an integral

tank.

personnel compartments by a fumeproof and

fuelproof enclosure.

1. 
   Всеки горивен резервоар трябва да се закрепи така, че натоварванията върху резервоара (получени от теглото на горивото в резервоара) не са концентрирани върху не закрепените повърхности на резервоара. В допълнение-
   

1. 
   Трябва да има подложки (тампони), ако е необходимо, за предпазване от триене между резервоара и неговите крепежни елементи.
   

2. 
   Подложките трябва да не са попиващи или да са обработени, за да предпазват от попиване на течности.
   

3. 
   Ако е използвана гъвкава обшивка на резервоара, той трябва да е закрепен така, че да не се изисква да издържа на натоварвания от горивото, и
   

4. 
   Всяка вътрешна повърхност на отсека на резервоара трябва да е плавна и да няма изпъкналости, които биха причинили износване на обшивката, освен -
   

1. 
   Ако са направени предвиждания за предпазване на обшивката в тези места, или
   

2. 
   Ако тази конструкция на обшивката сама по себе си осигурява такава защита
   

2. 
   Пространството намиращо се в съседство с повърхностите на резервоара трябва да е вентилирано, за да се предотврати натрупването на изпарения, поради минимални течове. Ако резервоарът е в херметичния отсек на тялото на самолета, вентилирането може да се ограничи до използването на дренажни отвори, достатъчно големи да предпазят от превишаване на налягането получено в резултат на промяна на височините на полета.
   

3. 
   Разположението на всеки резервоар трябва да отговаря на изискванията на JAR 25.1185(а).
   

4. 
   Не може обшивката на гондолата на двигателя непосредствено зад главния изход на въздуха от отсека на двигателя да действа като стена на вграден резервоар.
   

5. 
   Всеки горивен резервоар трябва да е изолиран от отсеци в самолета, обитавани от хора, чрез пароустойчива и горивоустойчива преграда.
   

Each fuel tank must have an expansion space of

not less than 2% of the tank capacity. It must be

impossible to fill the expansion space

inadvertently with the aeroplane in the normal

ground attitude. For pressure fuelling systems,

compliance with this paragraph may be shown

with the means provided to comply with JAR

25.979(b).

(a) Each fuel tank must have a sump with an

effective capacity, in the normal ground attitude,

of not less than the greater of 0·10% of the tank

capacity or one-quarter of a litre unless operating

limitations are established to ensure that the

accumulation of water in service will not exceed

the sump capacity.

(b) Each fuel tank must allow drainage of any

hazardous quantity of water from any part of the

tank to its sump with the aeroplane in the ground

attitude.

(c) Each fuel tank sump must have an

accessible drain that –

(1) Allows complete drainage of the

sump on the ground;

(2) Discharges clear of each part of the

aeroplane; and

(3) Has manual or automatic means for

positive locking in the closed position.

1. 
   Всеки горивен резервоар трябва да има утаител с наличен обем, при нормално положение на самолета на земя, не по малък от 0,10% от обема на резервоара или ¼ литра, което е по-голямо, освен ако са установени експлоатационни ограничения, за да се осигури, че натрупването на вода в експлоатацията няма да превиши обема на утаителя.
   

2. 
   Всеки горивен резервоар трябва да допуска дрениране на всякакво опасно количество вода от всяка част на резервоара към неговият утайник при нормално положение на самолета на земя.
   

3. 
   Всеки утайник на горивен резервоар трябва да има достъпно дрениране, което -
   

1. 
   Да позволи пълно дрениране на утайника на земя;
   

2. 
   Да се източва далеч от всяка част на самолета, и
   

3. 
   Да има ръчни или автоматични средства за надеждно заключване в затворено положение.
   

Each fuel tank filler connection must prevent

the entrance of fuel into any part of the aeroplane

other than the tank itself. In addition –

(a) Reserved

(b) Each recessed filler connection that can

retain any appreciable quantity of fuel must have

a drain that discharges clear of each part of the

aeroplane;

(c) Each filler cap must provide a fuel-tight

seal; and

(d) Each fuel filling point must have a

provision for electrically bonding the aeroplane to

ground fuelling equipment.

1. 
   Запазен
   

2. 
   Всяка ниша на гърловина за зареждане, която може да задържи всякакви значими количества гориво, трябва да има дренаж, който източва напълно всяка част на самолета.
   

3. 
   Всяка капачка на зарядна гърловина трябва да осигурява гориво-непроницаемо уплътнение, и
   

4. 
   Всяка точка за зареждане с гориво трябва да има предвиждане за електрическо замасяване на самолета към наземното гориво-зареждащо оборудване.
   

(a) Fuel tank vents. Each fuel tank must be

vented from the top part of the expansion space so

that venting is effective under any normal flight

condition. In addition –

(1) Each vent must be arranged to

avoid stoppage by dirt or ice formation;

(2) The vent arrangement must prevent

siphoning of fuel during normal operation;

(3) The venting capacity and vent

pressure levels must maintain acceptable

differences of pressure between the interior and

exterior of the tank, during –

(i) Normal flight operation;

(ii) Maximum rate of ascent and

descent; and

(iii) Refuelling and defuelling

(where applicable);

(4) Airspaces of tanks with

interconnected outlets must be interconnected;

(5) There must be no point in any vent

line where moisture can accumulate with the

aeroplane in the ground attitude or the level

flight attitude, unless drainage is provided; and

(6) No vent or drainage provision may

end at any point –

(i) Where the discharge of fuel

from the vent outlet would constitute a

fire hazard; or

(ii) From which fumes could enter

personnel compartments.

(b) Not required for JAR–25.

1. 
   Вентилиране на горивните резервоари. Всеки горивен резервоар трябва да се вентилира от най-горната част на пространството за разширение на горивото така, че това вентилиране да е ефикасно при всякакви нормални полетни условия. В допълнение –
   

1. 
   Всеки вентилационен отвор трябва да е разположен за предотвратяване на запушването му от мръсотия или образуване на лед.
   

2. 
   Разполагането на вентилацията трябва да предотвратява източването на горивото по време на нормалната експлоатация.
   

3. 
   Пропускателната възможност на вентилацията на горивния резервоар и стойността на вентилационното налягане трябва да поддържат приемлива разлика в налягането между вътрешното пространство на резервоара и пространството извън него, по време на -
   

1. 
   Нормална полетна експлоатация
   

2. 
   Максималната степен на изкачване и снижение, и
   

3. 
   Зареждане на гориво във въздуха и източване на гориво (което е приложимо).
   

4. 
   Въздушните пространства на резервоари със свързани изходи трябва да са взаимно свързани.
   

5. 
   Във всеки вентилационен тръбопровод не трябва да има места, където може да се натрупва влага при нормално положение на самолета на земя или в положение на хоризонтален полет, освен ако е предвидено дрениране на такива места, и
   

6. 
   Не може дренажни или вентилационни осигурявания да завършват в някое от следните места -
   

1. 
   Където изтичането на гориво от вентилационните изходи ще предизвика опасност от пожар, или
   

2. 
   От които пари биха могли да попаднат в отсеците предназначени за пътници или членове на екипажа.
   

2. 
   Не се изисква за JAR-25.