Section 1 – requirements

Unless other means acceptable to the

of fuel fires to occupants following an otherwise

survivable impact (crash landing), the fuel

systems must incorporate the design features of

this paragraph. These systems must be shown to

be capable of sustaining the static and dynamic

deceleration loads of this paragraph, considered

as ultimate loads acting alone, measured at the

system component’s centre of gravity without

structural damage to system components, fuel

tanks, or their attachments that would leak fuel

to an ignition source.

(a) Drop test requirements. Each tank, or

the most critical tank, must be drop-tested as

follows:

(1) The drop height must be at least

15.2 m (50 ft).

(2) The drop impact surface must be

non-deforming.

[(3) The tank must be filled with]

water to 80% of the normal, full capacity.

(4) The tank must be enclosed in a

surrounding structure representative of the

installation unless it can be established that

the surrounding structure is free of

projections or other design features likely to

contribute to rupture of the tank.

(5) The tank must drop freely and

impact in a horizontal position ±10°.

(6) After the drop test there must be

no leakage.

(b) Fuel tank load factors. Except for fuel

tanks located so that tank rupture with fuel

release to either significant ignition sources,

such as engines, heaters, and auxiliary power

units, or occupants is extremely remote, each

fuel tank must be designed and installed to retain

its contents under the following ultimate inertial

load factors, acting alone.

(1) For fuel tanks in the cabin:

(i) Upward – 4 g.

(ii) Forward – 16 g.

(iii) Sideward – 8 g.

(iv) Downward – 20 g.

[(2) For fuel tanks located above or]

behind the crew or passenger compartment

that, if loosened, could injure an occupant in

an emergency landing:

(i) Upward – 1.5 g.

(ii) Forward – 8 g.

(iii) Sideward – 2 g.

(iv) Downward – 4 g.

(3) For fuel tanks in other areas:

(i) Upward – 1.5 g.

(ii) Forward – 4 g.

(iii) Sideward – 2 g.

(iv) Downward – 4 g.

(c) Fuel line self-sealing breakaway

must be installed unless hazardous relative

motion of fuel system components to each other

or to local rotorcraft structure is demonstrated to

be extremely improbable or unless other means

are provided. The couplings or equivalent

devices must be installed at all fuel tank-to-fuel

line connections, tank-to-tank interconnects, and

at other points in the fuel system where local

structural deformation could lead to release of

fuel.

(1) The design and construction of

incorporate the following design features:

separate a breakaway coupling must be

between 25 and 50% of the minimum

ultimate failure load (ultimate strength)

of the weakest component in the fluidcarrying

line. The separation load must

in no case be less than 1330 N (300 lb),

[regardless of the size of the fluid line.]

(ii) A breakaway coupling must

separate whenever its ultimate load (as

defined in sub-paragraph (c) (1) (i) of

this paragraph) is applied in the failure

modes most likely to occur.

(iii) All breakaway couplings

must incorporate design provisions to

visually ascertain that the coupling is

locked together (leak-free) and is open

during normal installation and service.

(iv) All breakaway couplings

must incorporate design provisions to

prevent uncoupling or unintended

closing due to operational shocks,

vibrations, or accelerations.

(v) No breakaway coupling

design may allow the release of fuel

once the coupling has performed its

intended function.

(2) All individual breakaway

couplings, coupling fuel feed systems, or

equivalent means must be designed, tested,

[installed and maintained so that inadvertent]

fuel shut-off in flight is improbable in

accordance with JAR 27.955 (a) and must

comply with the fatigue evaluation

requirements of JAR 27.571 without leaking.

(3) Alternate, equivalent means to the

use of breakaway couplings must not create a

survivable impact-induced load on the fuel

line to which it is installed greater than 25 to

50% of the ultimate load (strength) of the

weakest component of the line and must

comply with the fatigue requirements of JAR

27.571 without leaking.

(d) Frangible or deformable structural

of fuel tanks and fuel system components to

local rotorcraft structure is demonstrated to be

extremely improbable in an otherwise survivable

impact, frangible or locally deformable

attachments of fuel tanks and fuel system

components to local rotorcraft structure must be

used. The attachment of fuel tanks and fuel

system components to local rotorcraft structure,

whether frangible or locally deformable, must be

designed such that its separation or relative local

deformation will occur without rupture or local

components that will cause fuel leakage. The]

ultimate strength of frangible or deformable

attachments must be as follows:

(1) The load required to separate a

frangible attachment from its support

attachment relative to its support structure,

must be between 25 and 50% of the minimum

ultimate load (ultimate strength) of the

In no case may the load be less than 1330 N

(300 pounds).]

(2) A frangible or locally deformable

attachment must separate or locally deform as

intended whenever its ultimate load (as

defined in sub-paragraph (d) (1) of this

paragraph) is applied in the modes most likely

to occur.

(3) All frangible or locally

deformable attachments must comply with the

fatigue requirements of JAR 27.571.

(e) Separation of fuel and ignition sources.

To provide maximum crash resistance, fuel must

be located as far as practicable from all

occupiable areas and from all potential ignition

sources.

(f) Other basic mechanical design criteria.

Fuel tanks, fuel lines, electrical wires, and

electrical devices must be designed, constructed

and installed, as far as practicable, to be crash

resistant.

(g) Rigid or semi-rigid fuel tanks. Rigid or

semi-rigid fuel tank or bladder walls must be

(a) Each fuel system for multi-engine

rotorcraft must allow fuel to be supplied to each

engine through a system independent of those

parts of each system supplying fuel to other

engines. However, separate fuel tanks need not

be provided for each engine.

(b) If a single fuel tank is used on a multiengine

rotorcraft, the following must be

provided:

(1) Independent tank outlets for each

engine, each incorporating a shut-off valve at

the tank. This shut-off valve may also serve

as the firewall shut-off valve required by JAR

27.995 if the line between the valve and the

engine compartment does not contain a

hazardous amount of fuel that can drain into

the engine compartment.

(2) At least two vents arranged to

minimise the probability of both vents

becoming obstructed simultaneously.

(3) Filler caps designed to minimise

the probability of incorrect installation or inflight

loss.

of the system from each tank outlet to any

engine are independent of each part of each

system supplying fuel to other engines.

JAR 27.953 Автономност на горивната система

(а) Всяка горивна система за многодвигателни роторкрафти трябва да позволява гориво да бъде доставяно до всеки двигател чрез система, независима от онези части на всяка система, доставяща гориво до други двигатели. Обаче няма нужда да се осигуряват отделни резервоари за гориво за всеки двигател.

(b) Ако се използва само един резервоар за гориво на многодвигателен роторкрафт, трябва да се осигури следното:

(1) Независими изходни отвори на резервоара за всеки двигател, като всеки включва затварящ кран на резервоара. Затварящият кран може да служи също и като пожарен кран, изискван по смисъла на JAR 27.995 ако тръбопроводът между крана и двигателния отсек не съдържа опасно количество гориво, който може да се дренира в двигателния отсек.

(2) Най-малко два вентилаторни отвора, разположени така, че да сведат до минимум вероятността и двата отвора да бъдат запушени едновременно.

(3) Капачки за гърловините, конструирани така, че да сведат до минимум неправилно поставяне или изпадане по време на полет.

(4) Горивна система, в която онези части на системата от всеки изходящ отвор на резервоара до всеки двигател са независими от всяка част на всяка система, доставяща гориво до други двигатели.

The fuel system must be designed and

arranged to prevent the ignition of fuel vapour

within the system by –

(a) Direct lightning strikes to areas having a

high probability of stroke attachment;

(b) Swept lightning strokes to areas where

swept strokes are highly probable; or

(c) Corona and streamering at fuel vent

outlets.

(a) General. The fuel system for each

engine must be shown to provide the engine with

at least 100% of the fuel required under each

operating and manoeuvring condition to be

approved for the rotorcraft including, as

applicable, the fuel required to operate the

engine(s) under the test conditions required by

JAR 27.927. Unless equivalent methods are

used, compliance must be shown by test during

which the following provisions are met except

that combinations of conditions which are shown

to be improbable need not be considered:

(1) The fuel pressure, corrected for

critical accelerations, must be within the

limits specified by the engine type certificate

data sheet.

(2) The fuel level in the tank may not

exceed that established as unusable fuel

supply for the tank under JAR 27.959, plus

the minimum additional fuel necessary to

conduct the test.

(3) The fuel head between the tank

outlet and the engine inlet must be critical

with respect to rotorcraft flight attitudes.

(4) The critical fuel pump (for pumpfed

systems) is installed to produce (by actual

or simulated failure) the critical restriction to

fuel flow to be expected from pump failure.

(5) Critical values of engine rotation

speed, electrical power, or other sources of

fuel pump motive power must be applied.

(6) Critical values of fuel properties

which adversely affect fuel flow must be

applied.

(7) The fuel filter required by JAR

27.997 must be blocked to the degree

necessary to simulate the accumulation of fuel

contamination required to activate the

indicator required by JAR 27.1305(q).

(b) Fuel transfer systems. If normal

operation of the fuel system requires fuel to be

transferred to an engine feed tank, the transfer

must occur automatically via a system which has

been shown to maintain the fuel level in the

engine feed tank within acceptable limits during

flight or surface operation of the rotorcraft.

(c) Multiple fuel tanks. If an engine can be

supplied with fuel from more than one tank, the

fuel systems must, in addition to having

appropriate manual switching capability, be

designed to prevent interruption of fuel flow to

that engine, without attention by the flightcrew,

when any tank supplying fuel to that engine is

depleted of usable fuel during normal operation,

and any other tank that normally supplies fuel to

JAR 27.954 Защита на горивната система от мълнии

Горивната система трябва да е конструирана и разположена за предотвратяване на възпламеняването на горивните пари вътре в системата при:

(а) Директно попадане на мълния по области, имащи висока вероятност за удар.

(b) Удари на мълния по пространство където удари са високо вероятни.

(с) Коронарен или дъгов електрически разряд при изходите на горивната вентилация.

.

Налягането на горивото, коригирано за ускорения (коефициенти на претоваварване), трябва да бъде в границите, определени в спецификационния лист на типовия сертификат на двигателя.

Нивото на горивото в резервоара не трябва да превишава определеното в JAR 27.959 ниво за неизползваем остатък на гориво за този резервоар плюс минималното необходимо гориво за провеждане на изпитанието.

Приемника на гориво между резервоара и двигателя трябва да бъде критичен по отношение положението на роторкрафта в полет.

Критичната горивна помпа (за системи, захранвани чрез помпа) е монтирана да създава (чрез действителна или симулирана повреда) критично ограничаване на горивния разход, което може да се очаква при повреда на компонент на системата.

Трябва да се прилагат критични стойности на честотата на въртене на двигателя, на електрозахранването или други източници на мощност за задвижване на горивната помпа.

По време на демонстриране на горивния разход се прилагат критични стойности на свойствата на горивото, които се отразяват негативно на горивния разход.

Горивният филтър, изискван от JAR 27.997 трябва да се блокира до степен, необходима да симулира събирането на горивно замърсяване, необходимо да активира индикатора, който се изисква от JAR 27.1305 (q).

(b) Система за прехвърляне на гориво. Ако нормалната експлоатация на горивната система изисква гориво да се прехвърля към друг резервоар, прехвърлянето трябва да става автоматично чрез система, за която е показано, че поддържа ниво на горивото в приемащия резервоар в рамките на приетите граници по време на полет или експлоатация на роторкрафта на земята.

(с) Горивна система с няколко резервоара. Ако даден двигател може да бъде захранван с гориво от повече от един резервоар, горивната система, в допълнение към възможност за ръчно превключване, трябва да бъде проектирана така, че да предотвратява прекъсване на потока от гориво към двигателя, без специалното внимание от членовете на екипажа, когато който и да е резервоар, доставящ гориво за двигателя е изпразнен от използваемо гориво по време на нормална експлоатация и който и да е друг резервоар, който обикновенно доставя гориво на този двигател, съдържа използваемо гориво.

The unusable fuel supply for each tank must

be established as not less than the quantity at

which the first evidence of malfunction occurs

under the most adverse fuel feed condition

occurring under any intended operations and

flight manoeuvres involving that tank.

За всеки резервоар трябва да е определен неизползваем запас от гориво, като не по-малко отколкото това количество при което се срещат първите признаци за ненормална работа при най-неблагоприятните условия за захранване с гориво, срещащи се при всяка предприета летателна дейност и полетни маневри, включващи този резервоар.

Each suction lift fuel system and other fuel

systems with features conducive to vapour

formation must be shown by test to operate

satisfactorily (within certification limits) when

using fuel at a temperature of 43°C (110°F)

under critical operating conditions including, if

applicable, the engine operating conditions

defined by JAR 27.927 (b) (1) and (b) (2).

JAR 27.961 Експлоатация на горивната система в горещо време

За всяка горивна система с подкачване на горивото чрез всмукване и за други горивни системи, благоприятстващи образуване на пари, трябва да се покаже, че работят задоволително (в рамките на сертифицираните ограничения), когато използват гориво при температура от 43⁰ С (110⁰ F) при критични експлоатационни условия, включително, ако е приложимо, условията на експлоатация на двигателите, определени в JAR 27.927 (b) (1) и (b) (2).

(a) Each fuel tank must be able to

withstand, without failure, the vibration, inertia,

fluid, and structural loads to which it may be

subjected in operation.

(b) Each fuel tank of 37.8 litres

(8.3 Imperial gallons/10 US gallons) or greater

capacity must have internal baffles, or must have

external support to resist surging.

(c) Each fuel tank must be separated from

the engine compartment by a firewall. At least

one-half inch of clear airspace must be provided

between the tank and the firewall.

(d) Spaces adjacent to the surfaces of fuel

tanks must be ventilated so that fumes cannot

accumulate in the tank compartment in case of

leakage. If two or more tanks have

interconnected outlets, they must be considered

as one tank, and the airspaces in those tanks

must be interconnected to prevent the flow of

fuel from one tank to another as a result of a

difference in pressure between those airspaces.

(e) The maximum exposed surface

temperature of any component in the fuel tank

must be less, by a safe margin, than the lowest

expected auto-ignition temperature of the fuel or

fuel vapour in the tank. Compliance with this

requirement must be shown under all operating

conditions and under all failure or malfunction

conditions of all components inside the tank.

(f) Each fuel tank installed in personnel

compartments must be isolated by fume-proof

and fuel-proof enclosures that are drained and

vented to the exterior of the rotorcraft. The

design and construction of the enclosures must

provide necessary protection for the tank, must

be crash resistant during a survivable impact in

accordance with JAR 27.952 and must be

adequate to withstand loads and abrasions to be

expected in personnel compartments.

(g) Each flexible fuel tank bladder or liner

must be approved or shown to be suitable for the

particular application and must be puncture

resistant. Puncture resistance must be shown by

meeting the TSO-C80, paragraph 16.0,

requirements using a minimum puncture force of

1650 N (370 pounds).

(h) Each integral fuel tank must have

provisions for inspection and repair of its

interior.

JAR 27.963 Горивни резервоари: общи положения

(а) Всеки горивен резервоар трябва да е способен да издържа без повреди вибрационните, инерционните, флуидните и конструкционните натоварвания, които могат да възникнат през времето на експлоатацията му.

(b) Всеки горивен резервоар от 37,8 литра (10 галона) или по-голям трябва да има вътрешни прегради или да има външна подпора, за да устоява на колебания.

(с) Всеки горивен резервоар трябва да бъде отделен от двигателния отсек чрез противопожарна стена. Най-малко половин инч хлабина трябва да се осигури между горивния резервоар и противопожарната стена

(d) Пространства, намиращи се в съседство с повърхности на горивни резервоари, трябва да се вентилират така, че в случай на протичане да не могат да се събират изпарения в резервоарния отсек. Ако два или повече резервоара имат взаимосвързани изходи, те трябва да се разглеждат като един резервоар и въздушните пространства в тези резервоари трябва да са взаимосвързани, за да предотвратят протичане на гориво от единия резервоар към другия в резултат от разлика в налягането между тези въздушни пространства.

(е) Максималната температура, на която са изложени повърхностите на всички компоненти в горивния резервоар трябва да бъде по-малка с една безопасна разлика, отколкото най-ниската очаквана температура на самозапалване на горивото или на парите в горивния резервоар. Съответствие с това изискване трябва да се покаже при всички условия на отказ и при всички нормални условия или условия на ненормална работа на всички компоненти вътре в горивния резервоар.

(f) Всеки резервоар за гориво, монтиран в отсеци за пътници или екипажа трябва да бъде изолиран в заграждения, издържливи на пари и гориво, които са дренирани и вентилирани навън от роторкрафта. Проектирането и конструирането на загражденията трябва да осигуряват необходимата безопасност за горивния резервоар, те трябва да издържат да удар по време на нефатална катастрофа в съответствие с JAR 27.952 и трябва да бъдат подходящи за издържане на натоварвания и износване, които се очакват в отсеците за пътници и екипаж.

(g) Всеки гъвкав балон на горивен резервоар или облицовка трябва да бъдат одобрени или да се покаже, че са подходящи за конкретното приложение и трябва да не може да се пробиват лесно. Устойчивостта на пробиване трябва да се покаже чрез отговаряне на условията на TSO-С80, параграф 16.0, като се изисква използване на минимална сила на пробиване от 1650 N (370 паунда).

(h) Всеки монолитен горивен резервоар трябва да има подходящи отвори за вътрешен контрол и ремонт.

(a) Each fuel tank must be able to withstand

the applicable pressure tests in this paragraph

without failure or leakage. If practicable, test

pressures may be applied in a manner simulating

the pressure distribution in service.

(b) Each conventional metal tank, nonmetallic

tank with walls that are not supported

by the rotorcraft structure, and integral tank

must be subjected to a pressure of 24.12 kPa

(3.5 psi) unless the pressure developed during

maximum limit acceleration or emergency

deceleration with a full tank exceeds this value, in

which case a hydrostatic head, or equivalent test,

must be applied to duplicate the acceleration

loads as far as possible. However, the pressure

need not exceed 24.12 kPa (3.5 psi) on surfaces

not exposed to the acceleration loading.

(c) Each non-metallic tank with walls

supported by the rotorcraft structure must be

subjected to the following tests:

(1) A pressure test of at least

13.78 kPa (2.0 psi). This test may be

conducted on the tank alone in conjunction

with the test specified in sub-paragraph (c)(2)

of this paragraph.

(2) A pressure test, with the tank

mounted in the rotorcraft structure, equal to

the load developed by the reaction of the

contents, with the tank full, during maximum

limit acceleration or emergency deceleration.

However, the pressure need not exceed

13.78 kPa (2.0 psi) on surfaces not exposed to

the acceleration loading.

(d) Each tank with large unsupported or

unstiffened flat areas, or with other features

whose failure or deformation could cause

leakage, must be subjected to the following test

or its equivalent:

(1) Each complete tank assembly and

its support must be vibration tested while

mounted to simulate the actual installation.

(2) The tank assembly must be

vibrated for 25 hours while two-thirds full of

any suitable fluid. The amplitude of vibration

may not be less than one thirty-second of an

inch, unless otherwise substantiated.

(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 or

rotor system speeds is critical, the test

frequency of vibration, in number of

cycles per minute must, unless a

frequency based on a more rational

calculation is used, be the number

obtained by averaging the maximum and

minimum power-on engine speeds (rpm)

for reciprocating engine-powered

rotorcraft or 2000 cpm for turbine

engine-powered rotorcraft.

(ii) If only one frequency of

vibration resulting from any rpm within

the normal operating range of engine or

rotor system 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 or rotor system speeds is critical,

the most critical of these frequencies

must be the test frequency.

(4) Under sub-paragraphs (d)(3)(ii)

and (iii) of this paragraph, the time of test

must be adjusted to accomplish the same

number of vibration cycles as would be

accomplished in 25 hours at the frequency

specified in sub-paragraph (d)(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 15° on both sides of the horizontal (30°

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

JAR 27.965 Изпитания на горивни резервоари

(а) Всеки горивен резервоар трябва да е способен да издържа на следните налягания без да се повреди или протече. Ако е практично, изпитателно налягане може да се приложи по начин, симулиращ разпределението на налягането по време на експлоатация:

(b) Всеки обикновен метален или неметален резервоар със стени невключени във роторкрафтната конструкция, и всеки монолитен резервоар трябва да се подложат на налягане от 24,12 kPa (3,5 psi), освен ако налягането, развивано по време на максимално пределно ускорение или отрицателно ускорение при аварийно кацане с пълен резервоар не надвишава тази стойност, в който случай трябва да се приложи изпитание с хидростатичен приемник на налягането или друго равностойно изпитание с цел да се дублират ускорителните натоварвания дококолкото е възможно. Обаче, налягането не трябва да надвишава 24,12 kPa (3,5 psi) върху повърхности, които не са изложени на ускорителното натоварване.

(с) Всеки неметален резервоар със стени, подкрепяни от роторкрафтната конструкция, трябва да бъде подложен на следните изпитания:

Изпитани при налягане най-малко от 13,78 кРа (2 psi). Това изпитание трябва да се проведе само върху резервоара във връзка с изпитанието, конкретизирано в подпараграф (с)(2) на този параграф.

Изпитание при налягане, когато резервоарът е вграден във роторкрафтната конструкция, равно на натоварването, развивано от реакцията на съдържанието при пълен горивен резервоар по време на максимално пределно ускорение или аварийно отрицателно ускорение. Обаче, налягането не трябва да надвишава 13,78 кРа (2 psi) върху повърхности, които не са изложени на ускорителното натоварване.

(d) Всеки резервоар с големи незакрепени или неусилени плоски повърхности или с други характерни елементи, чиято повреда или деформация може да предизвика изтичане на гориво, трябва да бъде подложен на следното изпитание или негово равностойно изпитание:

Всеки комплектован агрегат на горивен резервоар и неговите подпори трябва да се изпитат на вибрации, когато са монтирани така, че да симулират действителна инсталация.

Агрегатът на резервоара трябва да бъде подложен на вибрации в продължение на 25 часа докато е пълен две трети с която и да е подходяща течност. Амплитудите на вибрациите не трябва да са по-малки от една тридесет-секунда от един инч, освен ако не е потвърдено друго.

Честотата на вибрациите при изпитанието трябва да е както следва:

(i) Ако никоя честота на вибриране, получаваща се от която и да е честота на въртене в рамките на нормалния експлоатационен диапазон на честоти на въртене на двигателя или носещото витло, не е критична, изпитателната честота за вибрации, в брой цикли в минута, трябва, освен ако не се използва честота, базирана на по-рационален анализ, да бъде равна на числото, получено чрез осредняване на максималните и минималните честоти на въртене на работещ двигател (обороти в минута) за роторкрафти с бутални двигатели или 2000 min^-1 за роторкрафти с газотурбинни двигатели.

(ii) Ако само една честота на вибриране, получаваща се при някоя честота на въртене в рамките на нормалния експлоатационен диапазон от честоти на въртене на двигателя или носещото витло, е критична, тази честота на вибриране трябва да се използва при изпитанията.

(iii) Ако повече от една честота на вибриране, получаващо се при някоя честота на въртене в рамките на нормалния експлоатационен диапазон от честоти на въртене на двигателя или на носещото витло, са критични, най-критичната от тези честоти трябва да се използва при изпитанията.

При подпараграф (d) (3) (ii)(iii) , времето за изпитанието трябва да се нагласи така, че да се получат същия брой вибрационни цикли, както биха се получили за 25 часа при честотата, указана в подпараграф (d) (3) (i) на този параграф.

По време на изпитанието монтажът на горивния резервоар трябва да се клати със честота от 16 до 20 пълни цикла в минута през ъгъл от 15 градуса от двете страни на хоризонталата (30⁰), около най-критичната ос в продължение на 25 часа. Ако преместването около повече от една ос има вероатност да е критично, горивният резервоар трябва да се клати спрямо всяка критична ос 12 часа и половина.

(a) Each fuel tank must be supported so that

tank loads are not concentrated on unsupported

tank surfaces. In addition –

(1) There must be pads, if necessary,

to prevent chafing between each tank and its

supports;

(2) The padding must be nonabsorbent

or treated to prevent the absorption

of fuel;

necessary for them to withstand fluid loads;]

and

(4) Each interior surface of tank

projections that could cause wear of the liner

unless –

(i) There are means for

protection of the liner at those points; or

(ii) The construction of the liner

itself provides such protection.

(b) Any spaces adjacent to tank surfaces

must be adequately ventilated to avoid

accumulation of fuel or fumes in those spaces

compartment, ventilation may be limited to drain

holes that prevent clogging and excessive

pressure resulting from altitude changes. If

flexible tank liners are installed, the venting

arrangement for the spaces between the liner and

its container must maintain the proper

relationship to tank vent pressures for any

expected flight condition.

(c) The location of each tank must meet the

requirements of JAR 27.1185 (a) and (c).

(d) No rotorcraft skin immediately adjacent

to a major air outlet from the engine

compartment may act as the wall of the integral

tank.

JAR 27.967 Инсталация на горивен резервоар

(а) Всеки горивен резервоар трябва да е закрепен така, че натоварването да не е концентрирано върху незакперени повърхности на резервоара. В допълнение:

(1) Трябва да има подложки, ако е необходимо, за предотвратяване на триенето между всеки резервоар и закрепването му.

(2) Подложките не трябва да абсорбират или трябва да са третирани за предотвратяване на абсорбирането на гориво;

(3) Ако се използва резервоар с меки стени, той трябва да се закрепва така, че да не се изисква да издържа натоварването на горивото.

(4) Вътрешните повърхности съседни на обвивката трябва да бъдат гладки и свободни от издатини, които могат да причинят протриване освен, ако

(i) е предвидена защита на обвивката в тези точки, или

(ii) конструкцията на самата обвивка осигурява такава защита.

Всеки отсек в близост до повърхностите на резервоара трябва да се вентилира по подходящ начин за предотвратяване натрупване на запалими газове или пари в тези отсеци в следстиве от незначителни разливи на гориво. Ако горивният резервоар е в уплътнен отсек вентилирането може да се ограничи до дренажните отвори, които предпазват от задръстване и от свръхналягане, получаващо се от промени във височината. Ако е монтирана мека обшивка на резервоара, вентилацията на пространствата между обшивката и нейния контейнер трябва да поддържа подходящо за резервоара вентилационно налягане за всички очаквани условия на полет.

Разположението на всеки горивен резервоар трябва да отговаря на изискванията на JAR 27.1185 (а) и (с).

Нито една обшивка на роторкрафта, която е непосредствено до основен отвор за изпускане на въздух от двигателния отсек не може да се използва като стена за вграден горивен резервоар.

Each fuel tank or each group of fuel tanks

with interconnected vent systems must have an

expansion space of not less than 2% of the tank

capacity. It must be impossible to fill the fuel

tank expansion space inadvertently with the

rotorcraft in the normal ground attitude.

JAR 27.969 Пространство за разширение на горивния резервоар

Всеки горивен резервоар или всяка група от горивни резервоари с взъимносвързани вентилационни системи трябва да има пространство за разширение, което е не по-малко от 2% от капацитета на горивния резервоар. Не трябва да е възможно да се запълва празното пространство по невнимание, когато роторкрафтът е в нормално положение на земята.

(a) Each fuel tank must have a drainable

sump with an effective capacity in any ground

attitude to be expected in service of 0.25% of

the tank capacity or 0.24 litres (0.05 Imperial

gallons/one sixteenth US gallon), whichever is

greater, unless –

(1) The fuel system has a sediment

bowl or chamber that is accessible for preflight

drainage and has a minimum capacity

of 25 ml (l ounce) for every 75.7 litres

(16.7 Imperial gallons/20 US gallons) of fuel

tank capacity; and

(2) Each fuel tank drain is located so

that in any ground attitude to be expected in

service, water will drain from all parts of the

tank to the sediment bowl or chamber.

(b) Each sump, sediment bowl, and

sediment chamber drain required by the

paragraph must comply with the drain provisions

of JAR 27.999 (b).

JAR 27.971 Утайник на горивния резервоар

(а) Всеки горивен резервоар трябва да има дрениран утайник с действителна вместимост при всяко положение на земята, което може да се очаква при експлоатация, не по-малко от по-голямото от 0,25% от капацитета на резервоара; или 0,24 литра (една шестдесета от US галона), освен ако:

(1) Горивната система има утайник или камера, който да е достъпен за дрениране преди полет и има минимален капацитет от 25 ml за всеки 75,7 литра (20 US галона) от капацитета на горивния резервоар; и

(2) Всеки горивен резервоар трябва да позволява дрениране на опасните количества вода от всяка част на резервоара към утайника, като роторкрафтът е във всако положение на земята, което може да се очаква при обслужване.

(b) Всяко дрениране на всеки утайник на горивен резервоар, чаша за утайка и камера за утайка, което се изисква от този параграф, трябва да съответства на изискванията за дрениране, посочени в JAR 27.999 (b).

(a) Each fuel tank filler connection must

prevent the entrance of fuel into any part of the

rotorcraft other than the tank itself during

normal operations and must be crash resistant

during a survivable impact in accordance with

JAR 27.952 (c). In addition –

(1) Each filler must be marked as

prescribed in JAR 27.1557 (c) (1);

(2) Each recessed filler connection

that can retain any appreciable quantity of

fuel must have a drain that discharges clear of

the entire rotorcraft; and

(3) Each filler cap must provide a

fuel-tight seal under the fluid pressure

expected in normal operation and in a

survivable impact.

(b) Each filler cap or filler cap cover must

warn when the cap is not fully locked or seated

on the filler connection.

JAR 27.973 Гърловина за зареждане

(а) Всяка гърловина за зареждане на горивен резервоар трябва да се предпазва от попадане на разляно гориво в която и да е част на роторкрафта, освен в самия резервоар по време на нормална експлоатация и трябва да издържа на удар преживян в съответствие с JAR 27.952 (с). В допълнение:

(1) Всяка гърловина за зареждане трябва да е маркирана както е предписано в JAR 27.1557 (с)(1);

(2) Всяка ниша на гърловина за зареждане, която може да задържа каквото и да е забележимо количество гориво, трябва да има дренаж, който да се източва извън роторкрафта; и

(3) Всяка капачка на гърловина за зареждане трябва да осигури непроницаемо за горивото затваряне под налягане на течността, което се очаква при нормална експлоатация и при преживян удар.

(b) Всяка капачка на гърловината или капачка на обвивка на гърловина трябва да предупреждава, когато капачката не е напълно затворена или уплътнена върху гърловината за зареждане.

(a) Each fuel tank must be vented from the

top part of the expansion space so that venting is

effective under all normal flight conditions.

Each vent must minimise the probability of

stoppage by dirt or ice.

(b) The venting system must be designed to

minimise spillage of fuel through the vents to an

ignition source in the event of a rollover during

landing, ground operation, or a survivable

impact. [ ]

JAR 27.975 Вентилация на горивни резервоари

(а) Всеки горивен резервоар трябва да се вентилира в горната част на свободното пространство така, че вентилирането да е ефективно при нормални полетни условия. За всеки вентилационен изход вероятността от спиране на вентилирането поради замърсяване или заледяване трябва да се сведе до минимум.

(b) Вентилационната система трябва да е проектирана така, че да сведе до минимум разливане на гориво през вентилационните отвори към източник на запалване в случай на преобръщане по време на кацане, наземни операции или преживян удар.

(a) There must be a fuel strainer for the fuel

tank outlet or for the booster pump. This

strainer must –

(1) For reciprocating engine-powered

rotorcraft have 8 to 16 meshes per inch; and

(2) For turbine engine-powered

rotorcraft, prevent the passage of any object

that could restrict fuel flow or damage any

fuel system component.

(b) The clear area of each fuel tank outlet

strainer must be at least 5 times the area of the

outlet line.

(c) The diameter of each strainer must be at

least that of the fuel tank outlet.

(d) Each finger strainer must be accessible

for inspection and cleaning.

JAR 27.977 Изход на горивен резервоар

(а) Трябва да има горивна цедка на изхода от горивния резервоар или за подкачващата помпа. Тази цедка трябва:

(1) За роторкрафти с бутални двигатели да има от 8 до 16 отвора на инч; и

(2) За роторкрафти с газотурбинни двигатели, трябва да предпазва канала от попадане на всякакви предмети, които била могли да ограничат горивния поток или да повредят някой компонент от горивната система.

(b) Чистата площ на всяка цедка на изхода от горивния резервоар трябва да е най-малко пет пъти площта на изхода.

(с) Диаметърът на всяка цедка трябва да е най-малко този на изхода от горивния резервоар.

(d) Всяка цедка трябва е достъпна за контрол и почистване.

Compliance with JAR 27.955 may not be

jeopardised by failure of –

(a) Any one pump except pumps that are

approved and installed as parts of a type

certificated engine; or

(b) Any component required for pump

operation except, for engine driven pumps, the

engine served by that pump.