Wymagania techniczne stosowane przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych,...

ZAŁĄCZNIK Nr 1

TYMCZASOWE WYMAGANIA ZDATNOŚCI SAMOLOTÓW ULTRALEKKICH

Rozdział A

Informacje ogólne

§ 2.

Zastosowanie:

Niniejsze wymagania techniczne stosuje się do ultralekkich samolotów, których prędkość minimalna V_S0 nie przekracza 65 km/h (35 knots) (CAS) i maksymalna masa do startu (MTOM) nie przekracza:

(a) 300 kg dla samolotu lądowego jednomiejscowego,

(b) 450 kg dla samolotu lądowego dwumiejscowego,

(c) 1 315 kg dla samolotu lądowego jednomiejscowego wyposażonego w spadochronowy system ratowniczy,

(d) 2 472,5 kg dla samolotu lądowego dwumiejscowego wyposażonego w spadochronowy system ratowniczy.

Limity maksymalnej masy startowej podane w ppkt (a) i (b), w przypadku amfibii lub wodnosamolotu, mogą być zwiększone odpowiednio do:

- 330 kg dla samolotów jednomiejscowych,

- 495 kg dla samolotów dwumiejscowych,

przy zapewnieniu, że w przypadku gdy samolot jest użytkowany zarówno jako wodnosamolot, jak i samolot lądowy, to mają zastosowanie limity maksymalnej masy startowej (MTOM) odpowiednie dla rodzaju operacji.

§ 3.

Informacje o komentarzach:

Niniejszych wymagań, łącznie z przynależnymi do nich komentarzami, nie można traktować jako podręcznika aktualnej technicznej wiedzy lotniczej; konieczna jest interpretacja tych wymagań w oparciu o aktualną wiedzę lotniczą:

(b) tam gdzie jest to konieczne, wymagania (dla lepszego rozeznania) uzupełnione są komentarzami. Komentarze te stanowią zaakceptowaną interpretację wymagań, podają zalecane metody postępowania lub zawierają dane uzupełniające.

(c) w zdaniach o treści obowiązującej użyte jest zasadniczo określenie "muszą"; określenia "powinno się" lub "można" zastosowane są w tekście dla wypowiedzi mających charakter zaleceń lub dopuszczeń.

§ 4.

Oznaczenia i definicje:

(a) używane w niniejszych przepisach skróty i definicje oznaczają:

V_A - projektowa prędkość manewrowa;

V_C - projektowa prędkość przelotowa (max. prędkość lotu poziomego);

V_D - projektowa prędkość nurkowania;

V_DF - zademonstrowana prędkość nurkowania;

V_F - projektowa prędkość z klapami wypuszczonymi;

V_FE - maksymalna prędkość z klapami wypuszczonymi;

V_LO - maksymalna prędkość przy zmianie położenia podwozia;

V_NE - prędkość nigdy nieprzekraczalna (prędkość, która nie może być w żadnych warunkach przekraczana w locie);

V_S - prędkość przeciągnięcia lub minimalna prędkość lotu ustalonego, przy której samolot jest jeszcze sterowny;

V_S0 - prędkość przeciągnięcia lub minimalna prędkość lotu ustalonego w konfiguracji do lądowania;

V_S1 - prędkość przeciągnięcia lub minimalna prędkość lotu ustalonego w podanej konfiguracji;

V_SF - wyliczona prędkość przeciągnięcia przy masie maksymalnej i całkowicie wychylonych klapach;

V_T - prędkość progowa; (np największa prędkość holowania szybowców);

C_mo - współczynnik momentu pochylającego;

IAS - prędkość wskazywana;

CAS - prędkość cechowana;

EAS - prędkość równoważna;

TAS - prędkość rzeczywista względem powietrza,

(b) użyte w niniejszych przepisach ogólne pojęcia techniczne oznaczają:

1) silnik - maszyna napędowa użyta lub przeznaczona do zastosowania, do napędu statku powietrznego. Do silnika wlicza się także urządzenia i elementy jego wyposażenia, które są niezbędne do jego funkcjonowania i regulacji, z wyłączeniem śmigła;

2) śmigło nastawne - śmigło, którego skok jest zmienny na postoju lub podczas biegu, którym może być:

a) śmigło z bezpośrednią zmianą skoku przez pilota - śmigło ręcznie przestawiane,

b) śmigło, którego skok przestawiany jest przez regulator lub inne automatyczne urządzenie, sterowane nastawą przez pilota lub bez takiego sterowania - śmigło o stałej prędkości obrotowej,

c) śmigło, którego skok przestawiany jest przez kombinację rozwiązań urządzeń podanych w lit. a i b;

3) pasy bezpieczeństwa - pasy czteropunktowe składające się z jednego pasa na każde ramię i z dwóch pasów biodrowych;

4) współczynnik obciążenia - stosunek ustalonego obciążenia do całkowitego ciężaru statku powietrznego. Ustalonym obciążeniem mogą być siły aerodynamiczne, siły bezwładności lub siły reakcji ziemi lub wody;

5) najwyższa moc startowa - moc hamowana, rozwijana w warunkach atmosfery standard na poziomie morza, przy maksymalnych wartościach prędkości obrotowej wału korbowego i ciśnienia ładowania, dopuszczonych dla startu, lądowania zaniechanego i lądowania z natychmiastowym startem, ograniczonych do maksimum 5 min;

6) najwyższa moc trwała - moc hamowana rozwijana w warunkach atmosfery standard na ustalonej wysokości, przy maksymalnych wartościach prędkości obrotowej wału korbowego i ciśnienia ładowania, dopuszczonych w nieograniczonym czasie;

7) ogniotrwały - w określonej przestrzeni pożarowej, "ogniotrwały" oznacza zdolność części samolotu lub wyposażenia do wytrzymania działania temperatur wywołanych przez "płomień standardowy" przez 15 min. Dla materiałów i części, których zadaniem jest odgrodzić ogień w określonej przestrzeni, ogniotrwały oznacza zdolność materiału o wymiarach odpowiadających jego zastosowaniu do wytrzymania, równie dobrze jak stal, temperatury rozwijającej się w danej strefie, podczas dłużej trwającego skrajnie intensywnego pożaru. W przypadku przewodów i innych części instalacji ogniotrwały oznacza zdolność materiału o wymiarach odpowiadających jego zastosowaniu do wytrzymania, równie dobrze jak stal, temperatury rozwijającej się w danej strefie pożaru;

8) ognioodporny - w określonej przestrzeni pożarowej, "ognioodporny" oznacza zdolność części samolotu lub wyposażenia do wytrzymania działania temperatur wywołanych przez "płomień standardowy" przez 5 min. Dla blach i elementów struktury nośnej, ognioodporny oznacza zdolność materiału o wymiarach odpowiadających jego zastosowaniu do wytrzymania, równie dobrze jak stop aluminium, temperatury rozwijającej się w danej strefie, a dla przewodów przewodzących płyny, innych części instalacji z palnymi płynami, przewodów elektrycznych, przewodów powietrznych, okuć i urządzeń obsługowych silnika, oznacza zdolność do spełniania swych funkcji, w temperaturach i pozostałych warunkach przewidywanych dla danego miejsca podczas pożaru;

9) trudnopalny - materiał, który nie podtrzymuje palenia tak, żeby się płomień dalej rozszerzał po usunięciu źródła zapalnego.

Rozdział B

Charakterystyki użytkowe

Ogólne

§ 5.

1.

Prowadzenie dowodu zgodności:

(a) spełnienie wymagań niniejszego rozdziału musi być udowodnione drogą prób. Próby muszą być przeprowadzone dla najniekorzystniejszej kombinacji masy i położenia środka ciężkości, znajdujących się w obszarze stanów załadowań wnioskowanych o dopuszczenie;

(b) jeżeli nie podano inaczej, dowód zgodności musi być przeprowadzony dla wszystkich konfiguracji, przy których samolot ma być użytkowany;

(c) rozdział B nie obejmuje wszystkich wymaganych prób w locie, niezbędnych dla przeprowadzenia dowodu zgodności.

2.

Próby, o których mowa w ust. 1, przeprowadza się przy spełnieniu następujących warunków:

§ 6.

Graniczne stany załadowania:

(a) zakresy mas i zakresy położeń środków ciężkości, w obrębie których samolot może być bezpiecznie użytkowany, powinny być ustalone przez zgłaszającego;

(b) zakres położeń środka ciężkości nie może być mniejszy niż ten, który odpowiada każdej masie załogi pomiędzy masą minimalną, równą 60 kg dla pojedynczego pilota, a ustaloną masą maksymalną dla pilota i pasażera. Należy przy tym uwzględnić zmiany masy paliwa od pełnej ilości do zera. Przyjęta masa maksymalna jednej osoby nie może być mniejsza niż 90 kg.

Pilot o masie mniejszej niż 75 kg może być wyważony odpowiednim balastem.

§ 7. 3

Ograniczenia masy:

(a) masa maksymalna samolotu musi być:

1) nie większa niż:

- maksymalna masa zaproponowana przez zgłaszającego,

- maksymalna masa projektowa stanowiąca największą masę, dla której przeprowadzony został dowód zgodności ze wszystkimi znajdującymi zastosowanie warunkami obciążeń wymiarującymi wytrzymałościowo konstrukcję oraz dla której przeprowadzony został dowód zgodności ze wszystkimi znajdującymi zastosowanie wymaganiami dotyczącymi charakterystyk użytkowania;

2) nie mniejsza od sumy mas:

- masy samolotu pustego, określonej zgodnie z § 8.,

- masy załogi nie mniejszej niż 70 kg dla samolotu jednomiejscowego lub nie mniejszej niż 140 kg dla załogi samolotu dwumiejscowego,

- masy paliwa na 0,5 godziny lotu z maksymalną mocą trwałą silnika;

(b) masa członka załogi przyjmowana do wykazania spełnienia wymagań wytrzymałościowych konstrukcji nie może być mniejsza niż 90 kg..

§ 8.

Masa samolotu pustego i odpowiadający jej środek ciężkości:

(a) masa samolotu pustego (masa własna) i odpowiadające jej położenie środka ciężkości muszą być określone drogą ważenia:

1) łącznie z:

a) balastem stałym,

b) wymaganym wyposażeniem minimalnym;

c) niezużywalną ilością paliwa oraz - gdy ma to zastosowanie - z pełną ilością oleju, czynnika chłodzącego silnik lub cieczy roboczej układów hydraulicznych;

2) bez:

a) masy załogi,

b) określonych, łatwo demontowalnych elementów;

(b) stan samolotu, w momencie określania jego masy własnej, musi być dokładnie określony i łatwy do odtworzenia.

Osiągi w locie

§ 10.

Prędkość przeciągnięcia:

(a) V_S0 - jest to prędkość przeciągnięcia (IAS), o ile jest ona możliwa do osiągnięcia, lub najmniejsza prędkość lotu ustalonego, przy której samolot jest jeszcze sterowny, przy silniku pracującym na obrotach biegu luzem (przy zamkniętej przepustnicy) lub przy silniku wyłączonym. Miarodajny jest stan, przy którym uzyskuje się większą wartość V_S0, przy czym:

1) samolot znajduje się w konfiguracji do lądowania oraz,

2) masa samolotu jest równa masie maksymalnej;

(b) V_S1 - jest prędkością przeciągnięcia (IAS), o ile jest ona możliwa do osiągnięcia lub minimalną prędkością lotu ustalonego przy silniku pracującym na obrotach biegu luzem (przy zamkniętej przepustnicy), lub przy silniku wyłączonym, przy czym:

3) samolot znajduje się w konfiguracji takiej, jaka występuje w trakcie próby, w której stosuje się V_S1 oraz,

4) masa samolotu jest równa masie maksymalnej;

(c) V_S0 i V_S1 muszą być określone drogą prób w locie przeprowadzonych metodami podanymi w § 24;

(d) zarezerwowany.

§ 14.

Ogólne:

(a) samolot musi być sterowny i zwrotny podczas:

1) startu z maksymalną mocą startową,

2) lotu wznoszącego,

3) lotu poziomego,

4) lotu z opadaniem,

5) lądowania z mocą i bez mocy,

6) nagłej utraty mocy przez silnik;

(b) przy wszystkich prawdopodobnych warunkach lotu musi być możliwe, bez nadmiernej zręczności, natężenia uwagi i wysiłku ze strony pilota oraz bez niebezpieczeństwa przekroczenia przyspieszeń dopuszczalnych, zrealizowanie płynnego przejścia z jednego stanu lotu do drugiego (łącznie z lotem krzywoliniowym, o ile przy danej konfiguracji jest to możliwe). Wymaganie to musi być spełnione przy wszystkich dopuszczalnych mocach silnika, jak również przy gwałtownej utracie mocy przez silnik. Niewielkie odstępstwa od zalecanych metod wykonywania lotu nie mogą prowadzić do sytuacji niebezpiecznych;

(c) wszystkie osobliwe właściwości lotne, stwierdzone podczas prób w locie prowadzonych w celu wykazania zgodności z wymaganiami dotyczącymi charakterystyk pracy oraz wszystkie zauważalne zmiany właściwości lotnych wywołanych przez opady deszczu, muszą być określone przy wszystkich dopuszczalnych mocach silnika;

(d) jeżeli siły, jakie pilot musi wywierać na sterownice, okażą się nadmiernie duże, należy udowodnić drogą prób ilościowych, że mieszczą się one w dopuszczalnych granicach. Siły te nie mogą w żadnym przypadku przekraczać, dla konwencjonalnego układu sterowania wokół trzech osi, wielkości podanych w poniższej tabeli. Wymaganie to musi być spełnione przy wszystkich dopuszczalnych mocach silnika:

siły wywierane przez pilota na sterownice	steru wysokości	lotki	steru kierunku	klap skrzydłowych podwozia
	[daN]	[daN]	[daN]	[daN]
siły krótkotrwałe	20	10	40	10
siły długotrwałe	2	1,5	10

(e) możliwe do zrealizowania przez pilota wychylenia powierzchni sterowych i sterów pomocniczych, nie mogą w żadnych warunkach ulec, w wyniku elastycznego odkształcenia układów sterowania, takiemu ograniczeniu, ażeby samolot ultralekki stał się trudny do opanowania;

(f) możliwym jest, że w przypadkach sterowania przemieszczaniem masy lub innych niekonwencjonalnych układów sterowania, pilot może nie być w stanie przyłożyć sił, określonych w pkt (d) w tabeli wartości sił. W takich przypadkach wartości sił wywieranych przez pilota, zarówno krótko-, jak i długotrwałych, powinny być ustalone indywidualnie dla każdego przypadku.

§ 15.

Sterowanie sterem wysokości (sterowanie pochyleniem):

(a) wychylanie steru wysokości musi umożliwiać taką zmianę pochylenia podłużnego, aby można było wychodząc z każdej prędkości poniżej 1,3 V_S1, szybko przyspieszyć samolot do prędkości 1,3 V_S1.

Warunki próby muszą uwzględniać wszystkie możliwe konfiguracje samolotu i moce silnika przy samolocie wyważonym na prędkości 1,3 V_S1 (o ile w samolocie zastosowano układ wyważania);

(b) w każdym zakresie warunków użytkowania musi być możliwe takie przeprowadzenie zmiany konfiguracji (podwozie, klapy, moc silnika itp.), aby nie wymagało to specjalnej zręczności ze strony pilota oraz nie powodowało przekraczania sił sterowania ustalonych w § 14 pkt (d);

(c) musi być możliwe, przy wszystkich dopuszczalnych położeniach środka ciężkości, wyprowadzenie samolotu z lotu nurkowego przy prędkości V_DF.

§ 17.

Siły sterowania sterem wysokości podczas manewrów:

Samolot musi wykazywać przyrost siły sterowania sterem wysokości w miarę wzrostu przyspieszeń normalnych, podczas lotu w zakręcie lub przy wyprowadzaniu z manewrów (przy wyrwaniach) wykonywanych przy stałej prędkości.

W przypadku niekonwencjonalnych układów sterowania, minimalna wartość siły potrzebnej do nadania samolotowi przyspieszenia początkowego, prowadzącego do osiągnięcia obciążeń dopuszczalnych, nie może być mniejsza niż 5 N. Wymóg ten musi być spełniony przy wszystkich prędkościach, przy których dopuszczalne przyspieszenie, przy wyrwaniu może być osiągnięte bez wystąpienia przeciągnięcia przy klapach, w pozycji neutralnej oraz - o ile to znajduje zastosowanie - przy schowanym podwoziu.

W przypadku samolotów sterowanych przemieszczaniem masy, wielkość siły sterowania potrzebnej do wywołania obciążeń dopuszczalnych, musi być ustalona indywidualnie dla każdego statku powietrznego.

§ 22.

Stateczność poprzeczna i kierunkowa:

(a) jeżeli samolot znajduje się w ustalonym locie prostym, to przy skrzyżowaniu wychyleń lotek i steru kierunku, każdemu zwiększeniu wychylenia lotek, musi odpowiadać przyrost kąta ślizgu. Nie wymaga się, aby zależność ta była liniowa;

(b) w ślizgu, siły sterowania muszą stale wzrastać wraz ze wzrostem kąta ślizgu i kąta przechylenia poprzecznego. Zależność ta nie musi być liniowa, nie może jednak wystąpić zjawisko zmiany kierunku działania siły.

§ 24.

Własności przeciągnięcia w locie prostym (przy skrzydłach utrzymywanych w poziomie).

Własności w przeciągnięciu muszą być zbadane przy przednim i tylnym granicznym położeniu środka ciężkości oraz przy ustalonych zgodnie z § 6 masach - minimalnej i maksymalnej:

(a) próby przeciągnięcia muszą być przeprowadzone przy zmniejszaniu, w ustalonym locie prostym, prędkości w tempie około 2 km/h (1 knot) na sekundę, aż do momentu osiągnięcia stanu przeciągnięcia, objawiającego się niemożliwym do bezpośredniego opanowania sterami pochylania do przodu lub pochylania połączonego z przechylaniem na skrzydło, lub też do momentu oparcia się sterownicy steru wysokości o zderzak. Do momentu uzyskania stanu przeciągnięcia musi być możliwe wywoływanie i korygowanie przechylania i odchylania drogą właściwego wychylania powierzchni sterowych (normalnego użycia sterów);

(b) w trakcie odzyskiwania normalnego stanu lotu musi być możliwe, przy normalnym użyciu sterów, zapobieżenie przechyleniu przekraczającemu 20°. Samolot nie może przy tym wykazywać żadnej skłonności do wejścia w korkociąg;

(c) należy określić, przy zastosowaniu ogólnie przyjętych metod, utratę wysokości, od momentu pojawienia się przeciągnięcia do momentu odzyskania lotu poziomego oraz maksymalne pochylenie samolotu względem horyzontu;

(d) dowód spełnienia wymagań pkt (a)-(c) musi być przeprowadzony przy następujących warunkach:

1) klapy w dowolnym położeniu,

2) podwozie wypuszczone i schowane,

3) samolot wyważony na prędkości 1,4 V_S1 (o ile samolot wyposażony jest w układ wyważania),

4) moc silnika:

- silnik na obrotach biegu luzem,

- maksymalna moc trwała;

(e) występująca przy przeciągnięciu utrata wysokości, o której mowa w pkt c), stanowi różnicę między wysokością, na której wystąpiło przeciągnięcie, a wysokością, na której osiągnięto lot poziomy.

§ 25.

Przeciągnięcie w zakręcie:

(a) przy przeciągnięciu w prawidłowym ustalonym zakręcie z przechyleniem 30°, musi być możliwe odzyskanie lotu poziomego, bez pojawienia się niemożliwego do opanowania przechylenia na skrzydło lub niemożliwej do opanowania tendencji do wejścia w korkociąg;

(b) należy określić, przy zastosowaniu ogólnie przyjętych metod, utratę wysokości od momentu wystąpienia stanu przeciągnięcia do momentu odzyskania lotu poziomego. Wymaganie to musi być spełnione, przy podanych w § 24 pkt (d) ppkt 4, warunkach pracy silnika i przy klapach w każdym położeniu;

(c) przechylenie na skrzydło, o którym mowa w § 25 pkt (a), ma być traktowane jako niemożliwe do opanowania, o ile samolot przechyli się o dalsze 30°, w kierunku zakrętu.

§ 26.

Ostrzeżenie przed przeciągnięciem:

(a) z wymogu występowania ostrzeżenia przed przeciągnięciem można zrezygnować, o ile podczas przeciągnięcia z lotu prostego:

1) możliwe jest wywoływanie i korygowanie przechylenia przy pomocy lotek, podczas gdy układ sterowania kierunkowego jest utrzymywany w neutralnym położeniu,

2) nie występuje żadne znaczne przechylenie na skrzydło, przy układach sterowania poprzecznego i kierunkowego (sterowania przechylaniem i odchylaniem), utrzymywanych w pozycji neutralnej;

(b) samolot nie spełniający wymagań podanych w pkt (a):

1) musi wykazywać, zarówno w locie prostym jak i w zakręcie, występowanie wyraźnego i jednoznacznego ostrzeżenia przed przeciągnięciem, przy klapach i podwoziu w normalnym położeniu,

2) ostrzeżenie przed przeciągnięciem, nie może wystąpić przy normalnych prędkościach lotu (prędkościach użytkowych), musi się jednak pojawiać we właściwym czasie, przed osiągnięciem stanu przeciągnięcia, tak aby pilot mógł odzyskać lot poziomy,

3) ostrzeżenie przed przeciągnięciem, może wystąpić jako efekt aerodynamicznych cech własnych samolotu (np. drgania) lub być wynikiem działania urządzenia jednoznacznie wskazującego na przeciągnięcie.

Zachowanie się na ziemi

§ 29.

Zabezpieczenie przed flatterem i wytrzymałość struktury:

(a) na samolocie, przy wszystkich konfiguracjach, i przy każdej dopuszczalnej prędkości lotu, co najmniej do prędkości V_D, nie mogą wystąpić: flatter, rozbieżność skrętna (dywergencja) lub odwrotne działanie sterów. Odkształcenia struktury nie mogą, w stopniu niebezpiecznym, wpływać na sterowność i stateczność samolotu. W zakresie prędkości dopuszczalnych musi występować wystarczające tłumienie, takie żeby drgania aeroelastyczne szybko zanikały;

(b) dowód zgodności z wymaganiami pkt (a) musi być przeprowadzony następująco:

1) drogą systematycznych prób wzbudzania flatteru w locie, przy wszystkich prędkościach, aż do prędkości V_DF. Próby te muszą wykazać, że przy zbliżaniu się do prędkości V_DF nie następuje żaden spadek tłumienia,

2) drogą prób w locie, w których należy dowieść, że przy zbliżaniu się do V_DF:

a) skuteczność sterowania wokół wszystkich trzech osi nie spada nadmiernie szybko i,

b) z przebiegu stateczności statycznej i położenia układu wyważania, nie uzyskuje się przesłanek wskazujących na pojawianie się rozbieżności skrętnej skrzydeł, usterzeń i kadłuba.

Wymagania specjalne dotyczące właściwości samolotu

§ 30.

Drgania i trzepotanie:

Przy wszystkich prędkościach, aż do V_DF, na żadnej części samolotu ultralekkiego nie mogą występować nadmierne drgania. Ponadto, w żadnym normalnym stanie lotu nie może występować trzepotanie na tyle silne, aby w sposób niedopuszczalny wpłynąć na sterowność samolotu, zmęczyć nadmiernie załogę lub doprowadzić do uszkodzenia struktury. Trzepotanie jako ostrzeżenie przed przeciągnięciem, spełniające wyżej podane ograniczenia, jest dopuszczalne. Wymaganie to musi być spełnione w całym zakresie dopuszczalnych mocy silnika.

Rozdział C

Wytrzymałość:

§ 31.

Obciążenia:

(a) wymagania wytrzymałościowe są określone przez podanie obciążeń dopuszczalnych (największych obciążeń jakich można oczekiwać w trakcie użytkowania) oraz obciążeń niszczących (obciążenia dopuszczalne pomnożone przez przepisane współczynniki bezpieczeństwa). O ile nie jest podane inaczej, ustalone obciążenia są obciążeniami dopuszczalnymi;

(b) jeżeli nie jest podane inaczej, siły aerodynamiczne i reakcje podłoża muszą być każdorazowo w równowadze z siłami masowymi; należy przy tym uwzględniać większe poszczególne masy samolotu. Obciążenia muszą być tak rozłożone, aby odpowiadały albo warunkom rzeczywistym, albo przybliżonym leżącym po stronie bezpiecznej;

(c) jeżeli rozkłady obciążeń zewnętrznych i sił wewnętrznych ulegają znaczącym zmianom, spowodowanym odkształceniami konstrukcji wywołanymi obciążeniami zewnętrznymi, muszą być uwzględnione te zmienione rozkłady obciążeń i sił;

(d) kompleksowe kryteria strukturalne dla warunków lotu, podane w podrozdziałach C i D, stosuje się do samolotów o projektowej prędkości nurkowania V_D, nie większej niż 260 km/h (EAS) (140 knots). W przypadku samolotu o projektowej prędkości nurkowania przekraczającej tę wartość, należy każdorazowo uzgodnić kryteria z Prezesem Urzędu.

§ 32.

Współczynniki bezpieczeństwa:

(a) jeżeli nie jest podana inna wartość, musi być zastosowany współczynnik bezpieczeństwa równy 1,5;

(b) współczynnik bezpieczeństwa należy pomnożyć przez mnożnik bezpieczeństwa gdy:

1) istnieje niepewność co do wytrzymałości części,

2) należy oczekiwać, z upływem czasu, utraty wytrzymałości części przed planowaną wymianą,

3) nie ma dokładnych danych wytrzymałościowych ze względu na zastosowane metody wytwarzania i kontroli.

Wielkości tych mnożników bezpieczeństwa, o ile nie są podane w niniejszych wymaganiach, należy ustalić oddzielnie dla każdego typu. W przypadkach koniecznych należy w instrukcji sprzętu podać wymagane okresy wymiany takich części.

W szczególności, należy zastosować mnożniki bezpieczeństwa o podanych niżej wielkościach do:

- części odlewanych 2,0

- połączeń sworzniowych 2,0

- zawiasów sterów i członów łączących 6,7

(z wyjątkiem łożysk tocznych)

- okuć 1,2

- zamocowania pasów pilota 1,5

(x współczynnik obciążenia przy lądowaniu awaryjnym zgodnie z § 54)

- linki 2,0

- docisków jednostkowych

w przegubach popychaczowych układów sterowania 3,3

- docisków jednostkowych w przegubach linkowych układów sterowania 2,0

- zabudowy siedzenia lub zawieszenia pilota 2,0

§ 33.

Wytrzymałość i odkształcenia:

(a) struktura nośna musi być w stanie przenieść obciążenia dopuszczalne, bez wystąpienia odkształceń trwałych. Przy wszystkich obciążeniach, aż do obciążeń dopuszczalnych, powstające odkształcenia nie mogą naruszyć bezpieczeństwa pracy. Odnosi się to w szczególności do układów sterowania;

(b) struktura nośna musi być w stanie przenieść obciążenia niszczące, bez zniszczenia, w czasie nie krótszym niż 3 s. Wymóg przenoszenia obciążeń w czasie co najmniej 3 s, nie jest wymagany, o ile dowód wytrzymałości przeprowadzony jest metodą próby dynamicznej odtwarzającej rzeczywiste warunki obciążenia.

§ 34.

Dowód wytrzymałości:

(a) dowód, że struktura nośna spełnia wymagania dotyczące wytrzymałości i odkształceń podane w § 33, musi być przeprowadzony dla wszystkich krytycznych warunków obciążeń. Teoretyczny, obliczeniowy dowód wytrzymałości może być uznany tylko wtedy, gdy dla zastosowanego typu struktury istnieje dowód, oparty na doświadczeniu, że użyta metoda obliczeniowa daje zadowalające wyniki. W innych przypadkach, dowód musi być przeprowadzony drogą próby statycznej lub dynamicznej;

(b) określone części struktury nośnej muszą mieć dowód przeprowadzony zgodnie z wymaganiami podanymi w Rozdziale D niniejszych przepisów;

(c) w niniejszym Rozdziale C nie są ujęte wszystkie wymagania wytrzymałościowe potrzebne dla dowodu zgodności;

(d) próby określone w pkt (a) powinny spełniać poniższe warunki:

1) próby obciążeń określone w pkt (a) powinny być przeprowadzone, z reguły, aż do obliczeniowych obciążeń niszczących,

2) wyniki uzyskane z prób wytrzymałościowych muszą być skorygowane, ze względu na odchyłki własności mechanicznych i wymiarów badanych części, w stosunku do przyjętych w obliczeniach, tak aby wystąpienie w dowolnym egzemplarzu struktury nośnej wytrzymałości niższej od wymiarującej, wywołanej odchyleniami charakterystyk materiałów lub wymiarów, było nieprawdopodobne.

Obciążenia w locie

§ 36.

Symetryczne stany lotu:

(a) przy określaniu obciążeń skrzydeł i liniowych sił bezwładności, zgodnie z podanymi w § 37 - 40 symetrycznymi warunkami lotu, musi być uwzględnione podstawowe obciążenie usterzenia wysokości określone w oparciu o odpowiednie warunki rzeczywiste lub przy pomocy, leżących po stronie bezpiecznej, metod przybliżonych;

(b) dodatkowe wysterowane siły na usterzeniu wysokości należy zrównoważyć siłami bezwładności samolotu, wynikającymi z przyspieszeń kątowych, przez odpowiednie uwzględnienie warunków rzeczywistych, bądź przy pomocy, leżących po stronie bezpiecznej, metod przybliżonych;

(c) przy określaniu obciążeń odpowiadających przepisanym warunkom należy przyjąć, że każdorazowe przeciążenie jest wywołane gwałtowną zmianą kąta natarcia, przy niezmienionej prędkości. Przyspieszenia kątowe mogą być zaniedbane;

(d) dane aerodynamiczne potrzebne do ustalania obciążeń muszą być określone drogą prób, obliczeń lub leżących po stronie bezpiecznej oszacowań;

1) jeżeli nie ma do dyspozycji dokładnych danych można przyjąć dla skrzydeł sztywnych w normalnej konfiguracji, maksymalny ujemny współczynnik wyporu równy - 0,8. W przypadku płatów miękkich ustala się indywidualnie dla każdego statku powietrznego,

2) jeśli współczynnik momentu własnego danego profilu C_mo jest mniejszy niż ± 0,025, to dla obliczeń obciążeń skrzydła i usterzenia wysokości musi być przyjęty C_mo, nie mniejszy niż ± 0,025.

Obwiednia obciążeń V-n

§ 37.

Ogólne:

(a) dowód spełnienia wymagań wytrzymałościowych musi być przeprowadzony dla wszystkich kombinacji prędkości lotu i współczynników obciążeń wysterowanych, leżących na i wewnątrz obwiedni obciążeń V-n, określonej zgodnie z pkt (b) niniejszego paragrafu;

(b) obwiednia V-n dla obciążeń wysterowanych (przy wyrwaniu).

Konfiguracja:

Klapy w położeniu przelotowym.

(Obwiednia patrz rys. 1).

..................................................

Notka Wydawnictwa Prawniczego "Lex"

Grafiki zostały zamieszczone wyłącznie w Internecie. Obejrzenie grafik podczas pracy z programem Lex wymaga dostępu do Internetu.

..................................................

grafika

Rys. 1 Wykres V-n dla obciążeń wysterowanych (przy wyrwaniu)

§ 38.

Wymiarujące prędkości lotu:

Poniższe, obliczeniowe prędkości lotu są prędkościami równoważnymi (EAS).

(a) Obliczeniowa prędkość manewrowa V_A:

V_A = V_s1Ön1

przy czym jest:

V_s1 - obliczeniowa prędkość przeciągnięcia przy maksymalnej masie obliczeniowej, klapach schowanych i przy silniku na obrotach biegu jałowego;

(b) obliczeniowa maksymalna prędkość lotu przy wychylonych klapach V_F:

Przy wszystkich wychyleniach w konfiguracji do lądowania V_F nie może być mniejsza niż większa z dwu wartości:

a) 1,4 V_s, gdzie V_s jest obliczeniową prędkością przeciągnięcia przy schowanych klapach i przy masie maksymalnej;

b) 2,0 V_SF, gdzie V_SF jest obliczeniową prędkością przeciągnięcia przy pełnym wychyleniu klap i przy masie maksymalnej;

(c) wymiarująca, projektowa prędkość nurkowania V_D.

Projektowa prędkość nurkowania może być wybrana przez zgłaszającego, tym niemniej musi być ona nie mniejsza niż 1,4 V_c, przy czym V_c odpowiada maksymalnej prędkości lotu poziomego przy największej mocy silnika.

§ 39.

Współczynniki obciążeń wysterowanych (przy wyrwaniach).

Dopuszczalne współczynniki obciążeń wysterowanych obwiedni V-n (patrz rys. 1) nie mogą być mniejsze niż:

n1	+ 4,0
n2	+ 4,0
n3	- 1,5
n4	- 2,0

(a) wielkości ujemnych współczynników obciążeń wysterowanych, w przypadku samolotów ultralekkich z miękkimi płatami o ograniczonej zdolności przenoszenia obciążeń ujemnych w locie, muszą być ustalone indywidualnie dla każdego statku powietrznego,

(b) jeżeli rozkład obciążeń, określony w § 39, nie może być określony dokładnie, w sposób odpowiadający warunkom rzeczywistym, należy przyjąć, że wypór jest rozłożony proporcjonalnie do powierzchni wzdłuż całej rozpiętości skrzydła. Odkształcenia płatów podatnych (miękkich) mogą prowadzić do znacznych zmian obwiedni V-n, ponieważ punkt A może być nieosiągalny przy prędkościach poniżej V_D. O ile może być dowiedzione wystąpienie takiego przypadku, należy współczynnik obciążeń dopuszczalnych obniżyć do maksymalnej jego wartości, osiągalnej poniżej prędkości V_D.

§ 40.

Obciążenia przy wychylonych klapach:

Jeżeli są zabudowane klapy, należy przyjąć, że samolot poddany jest obciążeniom wysterowanym do dodatniego współczynnika obciążeń n = + 2,0 g, przy położeniach klap, od schowanego do maksymalne dodatnio wychylonego, i przy prędkościach aż do V_F.

W przypadku, gdy zabudowane klapy będą wychylane również w kierunku ujemnym, samolot przy położeniach klap od schowanego do maksymalnie wychylonego w kierunku ujemnym musi spełnić wymagania § 35-39.

§ 41.

Moment obrotowy silnika:

(a) łoże silnika i jego zamocowanie musi być zwymiarowane przy uwzględnieniu poniższych warunków:

1) dopuszczalny moment obrotowy silnika odpowiadający mocy startowej i obrotom startowym, działający równocześnie z 75% obciążeniem dopuszczalnym odpowiadającym punktowi A, z § 37 pkt (b);

2) dopuszczalny moment obrotowy silnika dla maksymalnej mocy trwałej i odpowiednich obrotów śmigła, działający równocześnie z obciążeniem dopuszczalnym odpowiadającym punktowi A, z § 37 pkt (b);

(b) dla konwencjonalnych silników tłokowych z bezpośrednim przeniesieniem mocy na śmigło, wymagany w pkt (a) dopuszczalny moment obrotowy wyznacza się drogą przemnożenia średniego momentu obrotowego silnika (śmigła) przez odpowiedni współczynnik podany w poniższej tabeli:

	silniki dwusuwowe		silniki czterosuwowe
	1 cylinder	2 cylindry	1 cylinder	2 cylindry
współczynnik	6	3	8	4

Uwaga:

Określenie "bezpośrednie przeniesienie mocy" obejmuje napęd ściśle bezpośredni, przekładnię zębatą lub przekładnię z paskiem zębatym; dla innych przekładni (np. sprzęgło odśrodkowe) oraz dla silników niekonwencjonalnych odpowiednie współczynniki (mnożniki) muszą być ustalone indywidualnie dla każdego statku powietrznego.

§ 44.

Obciążenia wynikające z wysiłku pilota:

Wszystkie układy służące do bezpośredniego sterowania samolotem wokół jego osi podłużnej, poprzecznej i pionowej (główne układy sterowania) i pozostałe układy sterowania wpływające na zachowanie się samolotu w locie, jak również ich zawieszenia i podparcia aż do zderzaków (ze zderzakami włącznie) muszą być zaprojektowane, z uwzględnieniem obciążeń dopuszczalnych wynikających z działania sił pilota podanych w poniższej tabeli.

W przypadku sterowania przemieszczaniem ciężaru lub innego niekonwencjonalnego układu sterowania (np. zabudowanego z boku drążka sterowego) możliwe jest dopuszczenie mniejszego wysiłku pilota, o ile zostanie dowiedzione, że siły podane w tabeli nie mogą być zrealizowane (przyłożone).

układ sterowania	Siła pilota [daN]	Sposób przyłożenia siły (zakłada się, że przyjęto prosty układ dźwigniowy)
sterem wysokości	35	ciągnięcie i pchanie na drążek sterowy
lotkami	20	ruchy boczne drążka sterowego
sterem kierunku i innymi sterownicami napędzanymi nogami	90	nacisk na wprost na jeden pedał steru kierunku
układami pomocniczymi	15	ciągnięcie i pchanie na uchwycie ręcznym

§ 47.

Obciążenia wysterowane:

Usterzenie wysokości musi być zaprojektowane, z uwzględnieniem obciążeń wysterowanych, które zgodnie z oczekiwaniami mogą wystąpić przy wywołanych przez pilota manewrach pochylających:

(a) w celu wyznaczenia obciążeń wysterowanych, należy określić obciążenia wywołane gwałtownym wychyleniem steru wysokości, przy czym należy uwzględnić następujące przypadki:

1) prędkość V_A, pełne wychylenie steru do góry,

2) prędkość V_A, pełne wychylenie steru do dołu,

3) prędkość V_D, 1/3 pełnego wychylenia steru do góry,

4) prędkość V_D, 1/3 pełnego wychylenia steru do dołu;

(b) przyjmuje się następujące założenia:

1) samolot zachowuje wyjściowy stan lotu (ustalony lot poziomy), nie zmieniając położenia w locie ani prędkości lotu,

2) obciążenia wywołane wychylaniem steru wysokości równoważone są siłami bezwładności.

§ 50.

Równoczesne obciążenia usterzeń:

(a) przyjmuje się, że na samolot znajdujący się w stanie obciążeń odpowiadających punktowi A lub D obwiedni obciążeń V-n (należy uwzględnić przypadek większego obciążenia podstawowego), oprócz obciążeń na usterzeniu wysokości działa równocześnie obciążenie na usterzeniu kierunku zgodnie z § 49,

(b) musi być przyjęte równoczesne działanie 75% obciążeń usterzenia wysokości określonych zgodnie z § 47 i 75% obciążeń usterzenia kierunku, określonych zgodnie z § 49.

§ 52.

Ogólne:

Określone w tym rozdziale obciążenia dopuszczalne od ziemi, są siłami zewnętrznymi oraz siłami bezwładności działającymi na strukturę nośną samolotu. W każdym przypadku obciążeń od ziemi, reakcje zewnętrzne muszą być zrównoważone siłami bezwładności wywołanymi przez przyspieszenia liniowe i kątowe, określone w sposób odpowiadający warunkom rzeczywistym lub wyznaczone, przy pomocy metod przybliżonych, dających wyniki leżące po stronie bezpiecznej.

§ 53.

Warunki lądowania:

Samolot musi przy lądowaniu z wytrzymaniem (tzn. w warunkach, w których siła nośna na skrzydłach równoważy ciężar samolotu) wykazywać współczynnik bezpieczeństwa równy 1, w odniesieniu do obciążeń dopuszczalnych oraz współczynnik bezpieczeństwa równy 1,5, w odniesieniu do obliczeniowych obciążeń niszczących. Jeżeli nie zastosuje się innej uzasadnionej metody obciążenia należy ustalić, w sposób podany poniżej (W = maksymalny dopuszczalny ciężar startowy):

(a) podwozie główne: siła pionowa działająca na każde koło podwozia głównego musi wynosić 2 W, i musi być rozpatrywana w najniekorzystniejszej kombinacji, z siłami oporu i obciążeniami bocznymi o wielkości wynoszącej do 0,5 W. Jeżeli koła wyposażone są w hamulce, siły oporu muszą być zwiększone do 0,8 W,

(b) koła przednie: siła pionowa obciążająca kółko przednie musi wynosić 1,5 W i musi być rozpatrywana w najniekorzystniejszej kombinacji z siłami oporu i obciążeniami bocznymi, o wielkości wynoszącej do 0,5 W,

(c) kółko ogonowe: kółka ogonowe i płozy muszą mieć wytrzymałość mniejszą niż struktura samolotu, do której są zamocowane.

Warunki lądowania awaryjnego

§ 54.

Ogólne:

(a) jakkolwiek w warunkach lądowania awaryjnego samolot może zostać uszkodzony, musi być jednak zaprojektowany tak, aby każdy członek załogi był zabezpieczony w warunkach lądowania określonych poniższymi wymaganiami;

(b) struktura nośna musi być zaprojektowana tak, aby każdy członek załogi w przypadku lądowania z uszkodzeniem, przy poprawnym użyciu uprzęży bezpieczeństwa, mógł z dużym prawdopodobieństwem uniknąć obrażeń. Zagadnienie należy rozpatrzeć wychodząc z następujących założeń:

1) każdy członek załogi poddany jest, działającym niezależnie od siebie, następującym przyspieszeniom niszczącym:

- do góry 4,5 g,

- do dołu 4,5 g,

- do przodu 9,0 g,

- na boki 3,0 g;

2) zbiorniki paliwa muszą, bez pojawienia się przecieków, znieść obciążenia siłami bezwładności wywołanymi przyspieszeniami określonymi w pkt (b) (1).

Obciążenia różne

Rozdział D

Konstrukcja

§ 57.

Metody produkcji:

Zastosowane metody produkcji muszą zagwarantować trwałe utrzymanie w czasie wyjściowej wytrzymałości struktury nośnej, poddanej działaniu normalnie oczekiwanych warunków użytkowania. Metody wytwarzania wymagające specjalnej kontroli (np. klejenie, zgrzewanie punktowe, obróbka cieplna lub przetwórstwo tworzyw sztucznych) muszą odpowiadać uznanym specyfikacjom (uznanym metodom produkcji). Przydatność niekonwencjonalnych metod wytwarzania musi być udowodniona drogą odpowiednich prób.

§ 58.

Zabezpieczenie elementów łączących:

Wszystkie elementy łączące struktury nośne układów napędowych i innych układów mechanicznych istotnych dla bezpiecznego użytkowania samolotu, muszą być zabezpieczone przy zastosowaniu uznanych środków lub metod. W szczególności sworznie poddane w czasie pracy ruchowi obrotowemu, nie mogą być zabezpieczone przy użyciu nakrętek samohamownych, chyba że zastosowany zostanie dodatkowy element zabezpieczający, którego działanie nie jest oparte na tarciu.

§ 61.

Dostęp dla montażu i demontażu:

Samolot musi być tak zbudowany, aby można było uniknąć uszkodzeń i odkształceń trwałych konstrukcji podczas montażu i demontażu, szczególnie podczas przeprowadzania ich przy pomocy osób nieprzeszkolonych. Dotyczy to szczególnie takich uszkodzeń i odkształceń, które nie mogą być stwierdzone bezpośrednio - w sposób prosty. Odpowiednie rozwiązania konstrukcyjne muszą uniemożliwiać przeprowadzenie wadliwego montażu. Poprawność montażu samolotu musi się dać skontrolować w sposób prosty.

§ 62.

Właściwości wytrzymałościowe materiałów i dane obliczeniowe:

(a) właściwości wytrzymałościowe użytych materiałów muszą być określone na podstawie prób, wystarczających dla określenia danych obliczeniowych metodami statystycznymi;

(b) dane obliczeniowe muszą być tak przyjęte, aby prawdopodobieństwo niewystarczającej wytrzymałości dowolnej części struktury nośnej, spowodowanej rozrzutem własności materiału, było niezmiernie małe;

(c) jeżeli w normalnych warunkach użytkowania jakaś część nośna lub struktura nośna osiągną temperaturę mającą wymierny wpływ na wytrzymałość, to taka zmiana wytrzymałości musi być uwzględniona;

(d) specyfikacje materiałów, o których mowa w pkt (b), mają być oparte na badaniach specjalnych, przeprowadzanych w ramach prób typu lub na opublikowanych normach. Przy ustalaniu danych obliczeniowych, dane materiałowe mogą być przez konstruktora zmienione lub rozszerzone w takim zakresie, w jakim jest to konieczne ze względu na przyjęte metody wytwarzania (np. ze względu na typ konstrukcji lub ze względu na obróbkę plastyczną, maszynową lub obróbkę cieplną);

(e) temperatura pracy zespołów, o której mowa w pkt (c) do 54°C należy traktować jako normalne temperatury pracy.

§ 63.

Wytrzymałość zmęczeniowa:

Struktura nośna musi być - tak dalece jak to jest możliwe - ukształtowana w taki sposób, aby uniknąć miejsc z koncentracją naprężeń i z wysokimi poziomami naprężeń; powinien być przy tym również uwzględniony wpływ wibracji. Należy unikać materiałów mających złe właściwości z punktu widzenia propagacji pęknięć, a miejsca połączeń montażowych, szczególnie w obrębie struktury nośnej, muszą być łatwe do skontrolowania. Nie wolno stosować elastycznych lakierów i powłok ochronnych.

Usterzenia

§ 64.

Zabudowa:

(a) ruchome powierzchnie sterowe muszą być tak usytuowane, żeby nie występowały żadne ograniczenia ruchu wzajemnego lub ze strony stałych elementów konstrukcji, gdy jedna z powierzchni sterowych jest utrzymywana w dowolnym położeniu, a druga jest wychylana w pełnym dopuszczalnym zakresie. Wymaganie to musi być spełnione również:

1) pod działaniem obciążeń dopuszczalnych (dodatnich i ujemnych) dla wszystkich powierzchni sterowych i w pełnym zakresie ich wychyleń oraz,

2) przy działaniu na strukturę nośną samolotu obciążeń dopuszczalnych - z wyjątkiem obciążeń powierzchni sterowych;

(b) w przypadku przestawialnych stateczników, muszą być przewidziane zderzaki ograniczające możliwość ich przestawiania tak, aby był zapewniony bezpieczny lot i lądowanie.

§ 67.

Zderzaki:

(a) każdy układ sterowania musi być wyposażony w zderzaki ograniczające, w sposób pewny zakres wychyleń powierzchni aerodynamicznych, uruchamianych danym układem sterowania;

(b) wszystkie zderzaki muszą być tak usytuowane, aby zużycie, luzy lub rozregulowanie układu sterowania, nie spowodowało zmian w zakresach wychyleń powierzchni sterowych ograniczających sterowność samolotu;

(c) każdy zderzak musi być w stanie przenieść obciążenia odpowiadające warunkom wymiarującym dany układ sterowania;

(d) w przypadku układów sterowania przemieszczaniem ciężaru, nieposiadających zabudowanych konwencjonalnych zderzaków mogących przejąć siły wprowadzane przez pilota, musi być dowiedzione, że zakresy przemieszczania ciężaru lub ruchu sterownicy są takie, że pilot nie jest w stanie wywrzeć na otaczającą strukturę sił niebezpiecznych.

§ 68.

Sterowanie układem wyważania:

(a) muszą być przewidziane środki uniemożliwiające niezamierzone, nieprawidłowe lub gwałtowne przestawienie układu wyważania. Obok dźwigni sterowania wyważaniem, musi być zabudowany wskaźnik, podający pilotowi do wiadomości kierunek ruchu napędu wyważania i jego wpływu na ruch samolotu. Oprócz tego, musi być zabudowany wskaźnik, informujący pilota o położeniu układu wyważającego w stosunku do położeń skrajnych. Wskaźniki te muszą być widoczne dla pilota oraz tak zabudowane i ukształtowane, aby uniemożliwić pomyłki;

(b) napęd klapki wyważającej musi być samohamowny, chyba że klapka jest w sposób zadowalający wyważona masowo i nie wykazuje niebezpiecznych właściwości flatterowych. Samohamowne napędy klapek muszą być wystarczająco sztywne i niezawodne, w części napędu znajdującej się pomiędzy klapką i miejscem zamocowania elementu hamującego (ciernego) do konstrukcji samolotu.

§ 71.

Elementy składowe układów sterowania:

(a) wszystkie elementy składowe układów sterowania muszą być tak ukształtowane i zabudowane, aby uniemożliwić powstawanie zakleszczeń, tarcia i ograniczania ruchu ze strony załogi lub luźnych przedmiotów oraz w wyniku zamarzania pary wodnej;

(b) należy zastosować w kabinie pilota takie środki konstrukcyjne, aby uniemożliwić przedostanie się obcych przedmiotów do miejsc, w których mogłyby one zablokować układy sterowania;

(c) wszystkie elementy układów sterowania muszą być tak ukształtowane lub jednoznacznie i trwale oznakowane, aby niebezpieczeństwo błędnego montażu, prowadzącego do wadliwej pracy układu sterowania, było niezmiernie odległe.

§ 73.

Napędy linkowe:

(a) wszystkie linki napędowe, elementy mocowania linek, ściągacze, łączniki linek i rolki muszą odpowiadać uznanym specyfikacjom, ponadto:

1) wszystkie napędy linkowe muszą być tak zaprojektowane, aby w pełnym zakresie ruchu (przemieszczenia) i w wyniku oddziaływania temperatury, w przewidywanym dla użytkowania zakresie nie występowały niebezpieczne zmiany napięcia linek,

2) wszystkie prowadnice ślizgowe, rolki, elementy zakończeń mocujących i ściągacze, muszą być dostępne dla kontroli wzrokowej;

(b) wszystkie typy i wielkości rolek muszą odpowiadać linkom, z którymi mają współpracować. Wszystkie rolki muszą być zaopatrzone w ściśle dopasowane zabezpieczenia, uniemożliwiające zluzowanej lince spadnięcie z krążka lub zablokowanie się. Wszystkie rolki muszą leżeć w płaszczyźnie linek tak, aby linki nie tarły o krawędzie wrębów linek;

(c) prowadnice ślizgowe muszą być tak zbudowane, aby zmiana kierunku linki wynosiła nie więcej niż 3°, chyba że zostanie udowodnione drogą prób lub w oparciu o doświadczenie, że większa zmiana kierunku linki może być również dopuszczona. Promień krzywizny prowadnicy ślizgowej nie może być mniejszy niż średnica rolki przewidzianej dla danej linki;

(d) przy wszystkich elementach wychylających się kątowo, ściągacze muszą być tak zbudowane, aby w pełnym zakresie ruchu mogły się ustawić swobodnie;

(e) średnica wewnętrzna bieżni rolki, o której mowa w pkt (b), nie może być mniejsza niż 300 średnic pojedynczego drucika linki;

(f) prowadnice wykonane z teflonu lub z równorzędnego materiału mogą zmieniać kierunek linki do 10°.

§ 74.

Napęd klap:

(a) napędy klap wyporowych muszą być tak zaprojektowane, aby klapy wychylone do określonego położenia, użytego przy dowodzie spełnienia wymagań osiągowych, zachowywały to położenie, z wyjątkiem przypadków celowego ich przestawienia. Wymaganie to nie obowiązuje w przypadku, gdy zostanie dowiedzione, że samoczynna zmiana wychylenia klap nie jest niebezpieczna;

(b) sterowanie klapami wyporowymi musi być tak zaprojektowane, aby było niemożliwe ich niezamierzone wychylenie lub przestawienie. Siły sterowania klapami i prędkości ich wychylania nie mogą być, w pełnym zakresie dopuszczalnych prędkości lotu, tak duże aby naruszały bezpieczeństwo użytkowania samolotu.

§ 80.

Sterownice i elementy obsługi w kabinie pilota:

(a) wszystkie sterownice i elementy obsługi w kabinie pilota muszą być tak rozmieszczone, aby gwarantowały wygodną obsługę i uniemożliwiały ich zamianę lub niezamierzone użycie;

(b) sterownice i elementy obsługi w kabinie pilota muszą być tak rozmieszczone, żeby pilot ze swego siedzenia przy zapiętych pasach brzusznych i barkowych, mógł je wychylać w pełnym zakresie ruchu. Ruchy pilota nie mogą być również ograniczane jego ubraniem (należy uwzględnić ubranie zimowe), ani elementami konstrukcji kabiny;

(c) w samolotach z podwójnymi sterownicami (dwuster), musi istnieć możliwość obsługiwania przez obydwu pilotów co najmniej następujących pomocniczych układów sterowania:

1) dźwigni gazu,

2) klap,

3) układów wyważania,

4) urządzeń do otwierania i zrzutu awaryjnego limuzyny,

5) układów ratowniczych (o ile są zabudowane);

(d) elementy napędowe pomocniczych układów sterowania muszą utrzymywać nadane im położenie, bez ciągłego zwracania na nie uwagi ze strony załogi i nie mogą wykazywać tendencji do zmiany położenia pod działaniem przeciążeń i drgań;

(e) w zastosowaniu do pkt (c) ppkt 3, w przypadku gdy samolot wyposażony jest w urządzenie do wyważania, można zrezygnować z wymogu możliwości obsługi urządzenia wyważającego przez obydwu pilotów, o ile zostanie dowiedzione, że przy najbardziej niekorzystnym ustawieniu urządzenia wyważającego siły sterowania są wystarczająco małe, i że nie występują żadne trudności w sterowaniu.

§ 81.

Kierunki ruchu i sposób działania sterownic i elementów napędowych w kabinie pilota:

Sterownice i elementy napędowe w kabinie pilota muszą być tak zaprojektowane, aby działały następująco:

(a) dla samolotów ze sterowaniem wokół 3 osi:

Sterownica lub element napędowy	Sposób obsługi i działania
lotki	na prawo (zgodnie ze wskazówkami zegara) - prawe skrzydło do dołu
ster wysokości	do tyłu - przód kadłuba do góry
ster kierunku	prawy pedał do przodu - przód kadłuba na prawo
wyważanie	zgodnie z ruchem napędu (dźwigni)
klapy	ciągnąć - klapy wyporowe wysuwają się lub wychylają się do dołu
dźwignia gazu	do przodu - zwiększanie mocy
sterowanie skokiem śmigła	do przodu - zwiększanie ilości obrotów
mieszanka	do przodu lub do góry - mieszanka bogata
wyłączniki	do dołu - wyłączone

(b) w przypadku samolotów z innymi układami sterowania niż sterowanie wokół trzech osi, musi być podany - w instrukcji użytkowania w locie - sposób posługiwania się sterownicami głównymi. Pomocnicze układy sterowania muszą odpowiadać sposobom obsługi podanym w pkt (a).

§ 83.

Siedzenia i pasy bezpieczeństwa:

(a) każde siedzenie (fotel) i struktura podpierająca muszą być zaprojektowane dla przyjętej masy członka załogi (nie mniejszej niż 90 kg), zgodnie z § 7 pkt (2) oraz maksymalnych współczynników obciążeń, zgodnie z ustalonymi dla obciążeń w locie i na ziemi, łącznie z podanymi w § 54, warunkami lądowania awaryjnego;

(b) siedzenia łącznie z poduszkami nie mogą, przy obciążeniach w locie zgodnych z § 37, tak się odkształcać, że pilot nie będzie w stanie dosięgnąć w sposób pewny sterownic i dźwigni napędowych, lub że powstanie możliwość błędnej ich obsługi;

(c) wytrzymałość pasów bezpieczeństwa nie może być mniejsza niż ta, która wynika z obciążeń niszczących w locie i na ziemi, w tym również z warunków lądowania awaryjnego, o których mowa w § 54 pkt (b). Przy wyznaczaniu obciążeń pasów należy uwzględnić geometrię pasów i siedzenia;

(d) każde pasy bezpieczeństwa (co najmniej 4-częściowe) muszą być tak zabudowane, aby pilot był w sposób pewny utrzymywany w swojej siedzącej lub leżącej pozycji wyjściowej, przy działaniu wszystkich przyspieszeń występujących w locie i w trakcie lądowania awaryjnego.

§ 85.

Bagażniki:

(a) każdy bagażnik musi być zaprojektowany z uwzględnieniem maksymalnej masy ładunku, podanej na tabliczce informacyjnej w bagażniku i dla krytycznego rozmieszczenia tego ładunku, poddanego działaniu maksymalnych przyspieszeń występujących w locie i na ziemi;

(b) bagażnik musi być tak ukształtowany, aby załoga była zabezpieczona przed obrażeniami wywołanymi przemieszczaniem się ładunku poddanego działaniu przyspieszenia równego 9 g, skierowanego do przodu.

Rozdział E

Zespół Napędowy

Ogólne

§ 88.

Zabudowa:

(a) do zespołu napędowego zalicza się części, które:

1) są niezbędne do wytwarzania ciągu i,

2) mają wpływ na pewność pracy jednostki wytwarzającej ciąg;

(b) silnik musi być tak zbudowany, usytuowany i zabudowany, żeby:

1) zagwarantowane było jego niezawodne działanie i,

2) był zapewniony dostęp dla przeprowadzania niezbędnych czynności kontrolnych i prac obsługowych;

(c) w celu zapobieżenia występowania różnic potencjału ładunków elektrycznych pomiędzy elementami zespołu napędowego a innymi częściami samolotu, o ile przewodzą prąd elektryczny, muszą być zainstalowane elementy łączące, przewodzące prąd.

§ 89.

Zgodność:

Wnioskodawca musi dowieść, że każdy układ: silnika, systemu wydechowego i śmigła w samolocie, o dopuszczenie którego do pracy występuje, jest zgodny z układem zastosowanym w samolocie podobnego typu, oraz że pracuje zadowalająco i może być bezpiecznie użytkowany w ramach ograniczeń podanych w § 127 i 131:

(a) kompletny zespół napędowy musi przejść co najmniej 3 godzinną próbę stoiskową. Silnik musi najpierw przepracować 1 godzinę przy 75% maksymalnej mocy trwałej. Na zakończenie należy zrealizować następujący program próby silnika:

- 10-krotne uruchomienie i wyłączenie,

- uruchomienie i 5 min pracy przy obrotach na biegu jałowym,

- 5 min moc maksymalna (pełne obciążenie),

- 5 min chłodzenie (obroty biegu jałowego),

- 5 min moc maksymalna (pełne - obciążenie),

- 5 min chłodzenie (obroty biegu jałowego),

- 15 min 75% mocy trwałej,

- 5 min chłodzenie (obroty biegu jałowego),

- 15 min moc maksymalna (pełne obciążenie).

Wyłączyć silnik i odczekać aż ostygnie.

Program powtórzyć.

W trakcie próby nie mogą wystąpić, na żadnej części zespołu napędowego lub struktury płatowca, istotne uszkodzenia.

§ 90.

Bezpieczne odległości śmigła:

W przypadku śmigieł nieobudowanych, bezpieczne odległości nie mogą przekraczać niżej podanych wartości, określonych przy masie maksymalnej, najniekorzystniejszym położeniu środka masy i przy najniekorzystniejszym skoku śmigła:

(a) odległość od ziemi: co najmniej 170 mm między śmigłem a ziemią. Przy określaniu tej odległości podwozie ma być ugięte statycznie, a samolot musi się znajdować w normalnym ustalonym położeniu startowym lub w położeniu jak przy kołowaniu - miarodajne jest położenie krytyczne.

Ponadto, w ustalonym położeniu startowym musi istnieć bezpieczny odstęp między śmigłem a ziemią gdy:

1) w krytycznym pneumatyku całkowicie spadnie ciśnienie, a goleń tego pneumatyka jest ugięta statycznie,

2) krytyczna goleń (lub amortyzator) oparta jest o zderzak, a pneumatyk krytycznej goleni jest ugięty statycznie;

(b) odległość od elementów struktury płatowca:

1) co najmniej 25 mm odległości promieniowej między końcówką śmigła i sąsiednimi częściami płatowca, plus dodatkowy odstęp niezbędny dla skompensowania szkodliwego wpływu drgań - należy tu zwrócić szczególną uwagę na wpływ elastycznego zawieszenia.

2) co najmniej 13 mm odstępu wzdłużnego pomiędzy łopatami śmigła lub obudową końców łopat a pozostałymi częściami samolotu;

3) bezpieczny odstęp między innymi obracającymi się częściami śmigła lub kołpaka a innymi częściami płatowca, przy wszystkich warunkach użytkowania;

(c) odległość od członka (członków) załogi:

Między śmigłem (śmigłami) a członkiem (członkami) załogi musi istnieć odpowiednia odległość taka, żeby niemożliwa była kolizja pomiędzy członkiem załogi przypiętym pasami w swoim siedzeniu a śmigłem.

Układ paliwowy

§ 91.

Ogólne:

(a) każdy układ paliwowy musi być tak zbudowany i usytuowany, żeby był zapewniony przepływ paliwa zarówno co do ilości, jak i ciśnienia, niezbędny dla niezakłóconej pracy silnika, przy wszystkich normalnych warunkach użytkowania;

(b) każdy układ paliwowy musi być tak zaprojektowany, żeby paliwo do zasilania silnika mogło być pobierane tylko z jednego zbiornika, chyba że przestrzenie powietrzne obydwu zbiorników są tak połączone, że zbiorniki opróżniają się jednakowo (równomiernie);

(c) układ paliwowy musi być tak zaprojektowany, aby nie tworzyły się w nim pęcherze par paliwa.

§ 96.

Zabudowa zbiornika paliwa:

(a) Każdy zbiornik musi być tak podparty, aby można było uniknąć skoncentrowanych obciążeń masowych ze strony paliwa, ponadto:

1) w przypadkach koniecznych, elementy podpierające zbiornik muszą posiadać wykładzinę dla uniknięcia tarcia zbiornika o elementy podpierające i,

2) materiały użyte na podparcia lub wykładziny podparć nie mogą być chłonne, lub muszą być odpowiednio zabezpieczone, tak aby nie mogły zostać nasycone paliwem;

(b) każda przestrzeń, w której zabudowany jest zbiornik, musi być przewietrzana i posiadać drenaż dla uniknięcia gromadzenia się palnych cieczy i par. Każda przestrzeń sąsiadująca z przestrzenią, w której zabudowany jest zbiornik, musi być również przewietrzana i zdrenowana;

(c) żaden zbiornik paliwa nie może być zabudowany w miejscu, w którym mógłby być zagrożony ewentualnym pożarem silnika;

(d) musi być dowiedzione, że miejsce zabudowy zbiornika zostało tak wybrane, że nie spowoduje ograniczeń w użytkowaniu samolotu i swobodzie ruchów załogi. Ponadto załoga nie może być narażona na bezpośredni kontakt z przeciekami paliwa;

(e) uszkodzenie struktury płatowca wywołane twardym lądowaniem połączonym ze zniszczeniem podwozia, przy którym jednak obciążenia będą leżały w granicach obciążeń awaryjnych podanych w § 54, nie może prowadzić do uszkodzenia zbiornika paliwa lub przewodów paliwowych.

§ 97.

Zbiornik paliwa:

(a) każdy zbiornik paliwa, o ile jest zabudowany na stałe, musi posiadać studzienkę czynną przy wszystkich normalnych położeniach w locie i na ziemi, o pojemności równej 0,10% pojemności zbiornika lub 120 cm³ - miarodajna jest objętość większa. W innym przypadku:

1) układ paliwowy musi być wyposażony w dostępny dla opróżniania odstojnik lub pojemnik o objętości co najmniej 25 cm³,

2) króciec odpływowy paliwa ze zbiornika musi być tak usytuowany, żeby przy normalnym położeniu samolotu na ziemi, woda z wszystkich części zbiornika mogła ściekać do odstojnika lub pojemnika,

3) opróżnianie musi być łatwo dostępne i proste do przeprowadzenia;

(b) każdy zawór spustowy w układzie paliwowym musi być ręcznie lub automatycznie, w sposób pewny, zablokowany w położeniu zamkniętym.

§ 99.

Wentylacja zbiornika paliwa:

Każdy zbiornik paliwa musi być odpowietrzany w górnej części przestrzeni ekspansyjnej. Ponadto wymaga się, aby:

(a) każdy przewód odpowietrzający był tak usytuowany i ukształtowany, że niebezpieczeństwo zatkania go przez lód lub inne ciała obce było ograniczone do minimum,

(b) każdy układ odpowietrzania był tak zbudowany, aby nie występowało wysysanie paliwa w trakcie normalnego użytkowania, wywołane podciśnieniem,

(c) każde odpowietrzenie było wyprowadzone na zewnątrz.

§ 101.

Przewody paliwowe i armatura:

(a) każdy przewód paliwowy musi być tak zabudowany i zamocowany, żeby zapobiec pojawianiu się nadmiernych drgań, oraz żeby mógł przenieść obciążenia wynikłe z ciśnienia paliwa i przyspieszeń występujących w czasie lotu;

(b) przewody paliwowe, zamocowane do elementów samolotu mogących przemieszczać się względem siebie, muszą posiadać łączniki elastyczne;

(c) w przypadku przewodów giętkich, musi istnieć dowód ich przydatności dla konkretnego zastosowania;

(d) przecieki z dowolnego przewodu paliwowego lub z łączników, nie mogą przedostawać się ani na gorące powierzchnie, ani na wyposażenie, gdzie mogłyby wywołać pożar, ani też bezpośrednio do kabiny załogi.

§ 104.

Zbiornik oleju:

(a) zbiorniki oleju muszą być tak zabudowane, aby:

(1) spełnione były wymagania zawarte w § 96 pkt (a), (b) i (d)

oraz,

(2) były zdolne przenieść wszystkie, mogące wystąpić w trakcie użytkowania, obciążenia od drgań sił masowych i ze strony cieczy znajdującej się w zbiorniku;

(b) ilość oleju musi być możliwa do sprawdzenia bez demontowania okapotowań (z wyjątkiem wzierników) i bez konieczności użycia narzędzi;

(c) jeżeli zbiornik oleju jest zabudowany w przestrzeni silnikowej, musi być wykonany z materiału ognioodpornego.

§ 106.

Przewody olejowe i armatura:

(a) przewody olejowe muszą odpowiadać wymaganiom podanym w § 101, a ponadto wszystkie przewody olejowe i elementy armatury muszą być wykonane z materiałów niepalnych;

(b) przewody odpowietrzające muszą być tak usytuowane, aby:

1) w żadnym miejscu nie mogła gromadzić się wykroplona para wodna lub olej, które zamarzając mogłyby spowodować niedrożność przewodów,

2) czynnik wydzielający się z przewodów odpowietrzających, w przypadku tworzenia się piany, nie powodował zagrożenia pożarowego, a wydzielający się z przewodów olej nie brudził wiatrochronu pasażerom ani pilotowi,

3) ujście przewodu odpowietrzającego nie znajdowało się wewnątrz układu zasysania silnika.

Chłodzenie

§ 109.

Ogólne:

(a) układ wydechowy musi zapewnić bezpieczne odprowadzenie gazów wylotowych, bez powodowania zagrożenia pożarowego i zanieczyszczenia powietrza, w pomieszczeniach przeznaczonych dla ludzi, tlenkiem węgla;

(b) każda część układu wydechowego, której powierzchnia zewnętrzna jest wystarczająco gorąca, aby spowodować zapłon palnych cieczy lub gazów, musi być lokalnie tak usytuowana lub osłonięta ekranem, aby wycieki z dowolnego układu, przez który przepływają palne ciecze lub gazy, nie wywołały pożaru w wyniku spłynięcia tych wycieków na dowolną część, łącznie z ekranami układu wydechowego;

(c) wszystkie części układu wydechowego muszą być odpowiednio oddalone od sąsiednich palnych elementów samolotu lub osłonięte ognioodpornymi ekranami;

(d) gazy wylotowe nie mogą być odprowadzane w niebezpiecznej bliskości ujść przewodów odpowietrzających układów paliwowych i olejowych;

(e) wszystkie części układu wydechowego muszą być wentylowane, aby w żadnym miejscu nie doszło do powstania nadmiernie wysokich temperatur.

§ 110.

Przewody wydechowe:

(a) układ wydechowy musi być wykonany z materiałów ognioodpornych, a jego konstrukcja musi przewidywać środki zapobiegające powstawaniu uszkodzeń, wywołanych odkształceniami termicznymi elementów, przy ich podgrzaniu do temperatury pracy;

(b) układ wydechowy i tłumiki muszą być tak zamocowane, aby mogły przenieść wszystkie obciążenia od drgań i sił masowych, jakim mogą być poddane w trakcie normalnego użytkowania;

(c) elementy układu wydechowego, zamocowane do części samolotu mogących przemieszczać się wzajemnie, muszą być połączone elementami podatnymi (odkształcalnymi).

Układy sterowania i przyrządy pomocnicze układu napędowego

§ 112.

Wyłącznik zapłonu:

(a) musi być zabudowany wyłącznik zapłonu dla wyłączania każdego obwodu układu zapłonowego;

(b) każdy obwód układu zapłonowego musi być wyłączany oddzielnie i dla jego włączenia nie może być koniecznym użycie dowolnego innego wyłącznika;

(c) wyłączniki zapłonu muszą być tak zabudowane lub ukształtowane, aby uniemożliwić ich niezamierzone użycie;

(d) wyłącznik zapłonu nie może służyć jako wyłącznik główny innych obwodów elektrycznych.

§ 113.

Prędkość obrotowa śmigła:

Prędkość obrotowa i skok śmigła muszą być ograniczone do wartości gwarantujących bezpieczną pracę w normalnych warunkach użytkowania:

(a) podczas startu i lotu wznoszącego, z zalecaną prędkością najlepszego wznoszenia, śmigło musi ograniczać ilość obrotów silnika przy pełnym otwarciu przepustnicy tak, aby nie została przekroczona maksymalna dopuszczalna ilość obrotów;

(b) podczas lotu ślizgowego z prędkością V_NE, przy zamkniętej przepustnicy (silnik zdławiony) lub przy wyłączonym silniku, śmigło nie może wywołać obrotów większych niż 110% maksymalnych dopuszczalnej prędkości obrotowej silnika lub śmigła; decydująca jest wartość mniejsza.

§ 114.

Maski silnika i gondole. Przy silnikach obudowanych wymaga się:

(a) maski silnika muszą być tak zbudowane i zamocowane, aby były w stanie przenieść wszystkie obciążenia od drgań sił masowych i aerodynamicznych, jakim mogą być poddane w trakcie użytkowania;

(b) muszą być przewidziane środki zapewniające, że przy normalnych położeniach samolotu na ziemi i w powietrzu, wszystkie wycieki będą odprowadzane szybko i całkowicie. Wycieki nie mogą być odprowadzane w miejscach, w których mogą powodować niebezpieczeństwo pożaru;

(c) wszystkie części masek silnika i osłon, które w efekcie bliskości elementów układu wydechowego lub w konsekwencji oddziaływania gazów wylotowych mogą być poddane działaniu wysokich temperatur, muszą być wykonane jako ognioodporne.

Rozdział F

Wyposażenie

Ogólne

§ 115.

Funkcjonowanie i zabudowa:

(a) każda część składowa wymaganego wyposażenia musi być:

1) dostosowana, ze względu na rodzaj i ukształtowanie, do funkcji, którą ma spełniać,

2) zabudowana zgodnie z ograniczeniami ustalonymi dla danego typu wyposażenia,

3) w stanie zabudowanym - pracować bez zakłóceń*;

(b) przyrządy i pozostałe wyposażenie nie mogą stwarzać, w trakcie użytkowania, zagrożenia ani same dla siebie, ani przez swoje oddziaływanie dla samolotu.

_________

* 1. Niezawodność działania nie może być naruszona przez oddziaływanie ujemnych temperatur, silnego deszczu oraz wysokiej wiligotności powietrza.

2. W przypadku zabudowy radiostacji należy dowieść, że jej praca nie będzie zakłócona przez układ elektryczny.

§ 117.

Przyrządy kontroli pracy zespołu napędowego:

Muszą być zabudowane następujące przyrządy kontroli pracy zespołu napędowego:

1) wskaźniki ciśnień, temperatur i prędkości obrotowej wymagane przez wytwórcę silnika, lub które są niezbędne dla użytkowania silnika w ramach ustalonych ograniczeń,

2) wskaźniki ilości paliwa dla każdego zbiornika paliwa, które muszą być widoczne dla pilota, gdy jest przypięty pasami w swoim siedzeniu,

3) wskaźnik ilości oleju dla każdego zbiornika, np. miarka oleju.

§ 118.

Pozostałe wyposażenie:

Dla każdego członka załogi musi być zabudowana czteroczęściowa uprząż bezpieczeństwa, która musi być w stanie przenieść obciążenia ze strony swego użytkownika wywołane przyspieszeniami działającymi podczas lądowania awaryjnego, podanymi w § 54.

Zalecany sposób zabudowy pasów barkowych.

Rys. 2, 3, 4.

grafika

Uwagi:

1) zaleca się, o ile jest to możliwe, zabudowanie pasa kroczowego, ponieważ przy gwałtownych przyspieszeniach ujemnych pas barkowy ma tendencję do przemieszczania pasa brzusznego (o ile nie jest ciasno dociągnięty) z bioder do góry na wysokość żołądka tak, że użytkownik uprzęży może wysunąć się spod pasa brzusznego,

2) jeżeli między punktem zamocowania pasów barkowych, a górną krawędzią oparcia fotela znajduje się odcinek taśmy pasa dłuższy niż 152 mm, należy zastosować odpowiednie środki, np. prowadnice ograniczające przemieszczenia boczne i utrzymujące odpowiednią odległość między pasami barkowymi, tak aby ograniczyć do minimum możliwość wystąpienia obrażeń ciała użytkownika uprzęży bezpieczeństwa lub powstania zranień szyi wywołanych tarciem pasa,

3) jeżeli oparcie fotela jest wystarczająco sztywne i na tyle wysokie, że zapewniona jest geometria uprzęży bezpieczeństwa (patrz Rys. nr 2, str. 130) tzn., że wysokość oparcia wynosi nie mniej niż 650 mm, pasy barkowe mogą być zamocowane do oparcia lub poprzez prowadnice do podłogi samolotu,

4) jeżeli oparcie fotela jest wystarczająco sztywne, można przez zastosowanie odpowiednich środków, np. prowadnic pasów, ograniczyć boczne przemieszczenia spowodowane przyspieszeniami w warunkach lądowania awaryjnego, podanymi w § 54.

Zabudowa osprzętu

§ 120.

Rurka Pitot'a i układ ciśnienia statycznego:

(a) każdy przyrząd, którego korpus połączony jest z układem ciśnienia statycznego musi być odpowietrzany, aby wpływ prędkości otwierania i zamykania okien, wilgotność lub ciała obce, nie wywierały istotnego wpływu na dokładność wskazań przyrządu;

(b) układy ciśnienia całkowitego i statycznego muszą być tak zaprojektowane i zabudowane, żeby:

1) w sposób pewny można było odprowadzić skondensowaną parę wodną,

2) można było uniknąć tarcia przewodów o konstrukcję samolotu oraz nadmiernych odkształceń lub załamań w miejscach zakrzywienia przewodów,

3) zastosowane materiały były odpowiednio trwałe, ze względu na przewidziane zastosowanie oraz były zabezpieczone przed korozją.

§ 121.

Przyrządy kontroli pracy silnika:

(a) Przyrządy i ich przewody:

1) przewody przyrządów kontroli pracy silnika, którymi przepływają ciecze palne pod ciśnieniem, muszą spełniać wymagania podane w § 101,

2) przewody, którymi przepływają ciecze palne pod ciśnieniem muszą być w miejscach odbioru ciśnienia zaopatrzone w przewężki lub inne środki zabezpieczające przed nadmiernym wypływem cieczy palnej, w przypadku uszkodzenia przewodu;

(b) okienka przeziernikowe, służące do kontroli ilości paliwa, muszą być odpowiednio zabezpieczone przed uszkodzeniem.

Układy i wyposażenie elektryczne

§ 122.

Budowa i montaż elementów:

(a) akumulatory muszą być zbudowane i zamontowane zgodnie z wymaganiami niniejszego paragrafu;

(b) w samolocie nie mogą się gromadzić, w niebezpiecznej ilości, gazy wybuchowe lub trujące, które mogą się ulatniać z akumulatorów w efekcie dowolnego uszkodzenia układu ładującego lub samego akumulatora;

(c) korozyjne ciecze lub pary, mogące ulatniać się z akumulatora, nie mogą prowadzić do uszkodzenia otaczającej struktury lub istotnych części wyposażenia.

§ 123.

Przewody elektryczne i akcesoria:

(a) każdy przewód elektryczny musi posiadać wystarczający przekrój i być w sposób nie budzący zastrzeżeń ułożony, zamocowany i połączony tak, aby była wykluczona możliwość powstania krótkich spięć i pożarów;

(b) każde urządzenie elektryczne musi być zabezpieczone bezpiecznikiem. Każdy obwód, istotny ze względu na bezpieczeństwo lotów, musi być wyposażony w swój własny bezpiecznik, który nie może równocześnie zabezpieczać żadnego innego obwodu.

Wyposażenie specjalne

§ 124.

Wyposażenie radiowe i radiowo-nawigacyjne:

Każde wyposażenie radiowe musi spełniać poniższe wymagania:

(a) wyposażenie i jego anteny nie mogą stanowić zagrożenia ani same dla siebie, ani poprzez sposób swego działania kiedy pracują, naruszać właściwości lotnych samolotu lub bezpiecznej pracy pozostałego wyposażenia;

(b) wyposażenie oraz elementy jego obsługi kontroli muszą być tak usytuowane, aby mogły być łatwo obsługiwane. Zabudowa wyposażenia musi być taka, aby dla uniknięcia przegrzania, była zapewniona wystarczająca wentylacja;

(c) każda radiostacja musi być dopuszczona przez odpowiednie władze.

Rozdział G

Ograniczenia warunków użytkowania i informacje

§ 126.

Prędkości lotu:

(a) wszystkie prędkości muszą być ustalone jako prędkości wskazywane na prędkościomierzu (IAS) *;

(b) prędkość maksymalna V_NE nie może przekraczać wartości 0,9 maksymalnej prędkości zrealizowanej w trakcie prób w locie (V_DF);

(c) maksymalna prędkość realizowana w trakcie prób w locie V_DF, nie może przekraczać maksymalnej prędkości obliczeniowej V_D.

_________

* Prędkości (EAS), wynikające z ograniczeń wytrzymałościowych, muszą być odpowiednio przeliczone na IAS.

§ 130.

Masy i położenia środka ciężkości:

(a) maksymalna masa zdefiniowana w § 7 musi być ustalona jako ograniczenie warunków użytkowania;

(b) zdefiniowane w § 8 graniczne położenia środka ciężkość muszą być ustalone jako ograniczenia warunków użytkowania;

(c) masa samolotu pustego i związane z nią położenie środka ciężkości muszą być ustalone zgodnie z wymaganiami § 8,

(d) 4 masa załogi, o ile maksymalna masa samolotu ustalona zgodnie z § 7. została określona dla masy członka załogi poniżej 90 kg, musi być podana jako ograniczenie warunków użytkowania.

§ 132.

Instrukcja użytkowania:

Musi być opracowana instrukcja użytkowania zawierająca informacje, które zgłaszający uważa za istotne z punktu widzenia prawidłowej obsługi. Opracowując instrukcję użytkowania, zgłaszający musi podać, co najmniej następujące informacje:

(a) opis układów,

(b) plan smarowania, zawierający informacje o częstotliwości smarowania oraz o rodzajach środków smarujących, które muszą być zastosowane w poszczególnych układach,

(c) ciśnienie i wielkości obciążeń elektrycznych występujących w poszczególnych układach;

(d) tolerancje i dane regulacyjne, niezbędne dla zapewnienia poprawnego działania układów, wraz z wychyleniami powierzchni sterowych;

(e) metody ustawiania, podnoszenia i holowania na ziemi;

(f) informacje dotyczące struktury zasadniczej i pomocniczej;

(g) częstotliwość i zakresy przeprowadzanych kontroli, niezbędnych dla prawidłowej obsługi samolotu;

(h) specjalne metody obsługi, niezbędnie dla utrzymania samolotu w poprawnym stanie;

(i) specjalne metody kontroli;

(j) wykaz narzędzi specjalnych;

(k) informacje dotyczące ważenia i określania położenia środka ciężkości, które są niezbędne dla bezpiecznego użytkowania samolotu;

(l) ustalenia dotyczące trwałości i ograniczeń czasu pracy (wymiana lub naprawa) części samolotu, części wyposażenia i urządzeń dodatkowych, które takim ograniczeniom czasowym podlegają;

(m) wykaz materiałów niezbędnych dla drobnych napraw;

(n) zalecenia dotyczące utrzymywania samolotu w czystości;

(o) informacje dotyczące montażu i demontażu;

(p) informacje dotyczące punktów podparcia oraz środków, jakie należy podjąć dla uniknięcia uszkodzeń, podczas transportu na ziemi;

(q) wykaz napisów i oznakowań oraz określenie miejsc, w których mają być umieszczone.

Oznakowania i napisy

§ 133.

Ogólne:

(a) w samolocie muszą być umieszczone:

1) oznakowania i napisy określone w § 138,

2) wszystkie dodatkowe informacje, oznakowania przyrządów i napisy, niezbędne dla bezpiecznego użytkowania;

(b) wszystkie podane w ustępie (a) niniejszego paragrafu oznakowania i napisy:

1) muszą być naniesione w miejscach widocznych i,

2) nie mogą dać się łatwo usunąć, zmienić lub stać się trudne do rozpoznania;

(c) jednostki miar, przyjęte dla określania prędkości lotu podanych na napisach, muszą być takie same, jakie są użyte dla oznaczania prędkości na skali prędkościomierza.

§ 137.

Oznakowania sterownic i uchwytów obsługi:

(a) wszystkie sterownice i uchwyty obsługi, znajdujące się w kabinie pilota, z wyjątkiem sterownic głównych, muszą być oznaczone jednoznacznie, zgodnie z pełnioną przez nie funkcją i sposobem działania;

(b) barwne oznakowania sterownic i uchwytów muszą odpowiadać oznakowaniom ustalonym w § 82;

(c) w przypadku systemów sterowania układami paliwowymi wymaga się aby:

1) każdy zawór sterowania paliwem musi być tak oznakowany, aby każdemu zbiornikowi paliwa odpowiadało jednoznaczne położenie zaworu,

2) jeżeli bezpieczeństwo użytkowania wymaga zużywania paliwa przy ściśle określonej sekwencji zbiorników, musi być podana na zaworze lub w jego pobliżu kolejność, w jakiej zbiorniki mają być wykorzystywane.

§ 138.

Różne oznakowania i napisy:

(a) treść anulowana,

(b) bagażnik. W każdym bagażniku musi być umieszczony napis podający graniczne załadowania,

(c) wlewy paliwa muszą być, na lub obok pokrywy wlewu, oznakowane wielkością proporcji paliwa do oleju,

(d) figury akrobacji. Tabliczka z napisem informującym, że figury akrobacji i zamierzony korkociąg są zabronione, musi być dla pilota wyraźnie widoczna,

(e) 5 w przypadku, gdy masa maksymalna samolotu ustalona zgodnie z § 7. została określona dla masy członka załogi poniżej 90 kg, w kabinie musi być umieszczona, w miejscu widocznym dla pilota, tabliczka podająca ograniczenie masy załogi.

Instrukcja użytkowania w locie

§ 139.

Ogólne:

(a) dla każdego samolotu musi być opracowana i wydana instrukcja użytkowania w locie. Musi ona zawierać co najmniej informacje określone w § 140-141;

(b) wszelkie informacje nie podane w § 140-141, ale niezbędne dla bezpiecznego użytkowania lub wymagane ze względu na typ konstrukcji, sposób pracy lub właściwości w użytkowaniu, muszą być udostępnione użytkownikowi;

(c) informacje dotyczące prędkości lotu, naniesione na tarczy przyrządu i zawarte w instrukcji użytkowania w locie, muszą być podane w tych samych jednostkach.

§ 140.

Ograniczenia warunków użytkowania:

(a) ograniczenia prędkości. Muszą być podane następujące wielkości graniczne*:

1) ograniczenia prędkości lotu V_NE, i w przypadku gdy ma to zastosowanie, V_FE i V_LO łącznie z określeniami tych prędkości,

2) wartości graniczne dopuszczalnych prędkości wiatru,

3) wartości graniczne dla zespołu napędowego;

(b) masy. Muszą być podane następujące ograniczenia mas:

1) masa maksymalna,

2) masa samolotu pustego i odpowiadające jej położenie środka ciężkości,

3) zestawienie ładunku;

(c) ładunek. Muszą być podane niżej wyszczególnione ograniczenia:

1) masy i zakres położeń środków ciężkości zgodnie z wymaganiami § 6 i § 7, łącznie z masami wchodzącymi w skład masy samolotu pustego, zgodnie z § 8,

2) informacje umożliwiające pilotowi stwierdzenie czy położenie środka ciężkości i rozmieszczenie ładunku przy różnych stanach załadowania mieszczą się w ustalonych dopuszczalnych zakresach,

3) informacje dotyczące poprawnego umieszczenia balastu ruchomego dla wszystkich stanów załadowań, przy których balast ruchomy jest wymagany;

(d) muszą być podane dopuszczone stany lotu, dla których przeprowadzono dowód zgodności, w myśl § 2, wraz z dopuszczalnymi dla tych stanów lotu wychyleniami klap;

(e) współczynniki obciążeń. Należy podać następujące dodatnie współczynniki obciążeń przy wyrwaniu:

1) współczynnik obciążenia przy prędkości V_A, odpowiadający punktowi A, zgodnie z Rys. 1 w § 37 pkt (b),

2) współczynnik obciążenia przy prędkości V_NE odpowiadający punktowi D, zgodnie z Rys. 1 w § 37 pkt (b).

_________

* Przy określeniach prędkości V_NE V_A, powinny być podane uwagi dotyczące dopuszczalnych wychyleń lotek, steru wysokości i steru kierunku.

§ 141.

Procedury i informacje eksploatacyjne:

(a) muszą być podane informacje dotyczące procedur normalnych i sytuacji awaryjnych, jak również informacje specjalne niezbędne dla bezpiecznego użytkowania;

(b) muszą być podane informacje dotyczące procedur bezpiecznego startu i bezpiecznego lądowania, łącznie z długością startu określoną w myśl wymagań § 11 oraz łącznie z metodami uwzględniania bocznego wiatru. Należy podać informacje dotyczące maksymalnej dopuszczalnej bocznej składowej wiatru dla startu i lądowania oraz stwierdzić czy występuje spadek sterowności. Muszą być podane informacje dotyczące procedury lądowania z wyłączonym silnikiem;

(c) muszą być podane następujące dane:

1) prędkość najlepszego wznoszenia, która nie może być mniejsza niż ta, która została przyjęta dla dowodu zgodności z wymaganiami § 12,

2) utrata wysokości odniesiona do odległości poziomej przy wyłączonym silniku,

3) prędkości przeciągnięć przy różnych konfiguracjach,

4) utrata wysokości, od momentu osiągnięcia stanu przeciągnięcia z lotu prostego do momentu odzyskania lotu poziomego oraz wielkość pochylenia podłużnego pod horyzont, zgodnie z wymaganiami § 24,

5) utrata wysokości, od momentu osiągnięcia stanu przeciągnięcia w krążeniu do odzyskania lotu poziomego, zgodnie z wymaganiami § 25;

(d) jeżeli muszą być zastosowane specjalne metody przy uruchamianiu silnika w locie, należy podać odpowiednie informacje o tych metodach;

(e) muszą być podane informacje dotyczące metod montażu, regulacji i demontażu, o ile są przeprowadzane przed i (lub) po locie przez pilota. Informacje te należy zamieścić w celu uniknięcia, wynikłych z nieuwagi, uszkodzeń samolotu;

(f) muszą być zamieszczone informacje na temat działania i obsługi systemów ratunkowych (w tym spadochronowego systemu ratowniczego, jeśli jest zabudowany na płatowcu).

Rozdział H

Silniki

§ 142.

Wymagania ogólnie:

Wymagania poniższe dotyczą silników tłokowych o konstrukcji i budowie konwencjonalnej. Określają one minimalne wymagania jakie musi spełnić silnik tłokowy, przewidziany do zabudowy na samolocie ultralekkim po raz pierwszy, celem uzyskania zatwierdzenia na danym typie. Na samolocie może być zabudowany silnik, który posiada: certyfikat typu wydany zgodnie z przepisami, CS-22 Szybowce i motoszybowce, JAR-22 Szybowce i motoszybowce podczęść H, JAR-E Silniki, FAR 33 Silniki; lub innych przepisów budowy silników lotniczych równoważnych z ww. przepisami, lub gdy uzyska zatwierdzenie razem z samolotem, według wymagań niniejszego rozdziału.

§ 143.

Warunki zatwierdzenia:

(a) silniki lotnicze oraz nielotnicze - produkowane seryjnie z przeznaczeniem do samolotów ultralekkich, o potwierdzonej w eksploatacji niezawodności, muszą przejść jako minimum 3-godziną próbę na ziemi, po zabudowie na płatowcu wg § 89, i próbę w locie wg zasad § 144 pkt (b);

(b) silniki nielotnicze (samochodowe, motocyklowe, itp.) muszą przejść 25-godzinną próbę trwałości silnika na ziemi, zgodnie z § 144 pkt (a) oraz 3-godzinną próbę na ziemi po zabudowie na płatowcu wg § 89, a następnie funkcjonalną próbą w locie wg § 144 pkt (b).

§ 144.

Próby silnika do uzyskania zatwierdzenia:

(a) próba trwałości silnika:

Wnioskujący o zatwierdzenie silnika nielotniczego razem z samolotem, musi przeprowadzić 25-godzinną długotrwałą próbę stoiskową na ziemi i wykazać, że silnik zakończył tę próbę bez usterek. Próba trwałości składa się z powtarzanych etapów o następującym podstawowym cyklu:

kolejność	czas trwania (minuty)	warunki
1	5	rozruch i bieg jałowy
2	5	moc startowa
3	5	chłodzenie (bieg jałowy)
4	5	moc startowa
5	5	chłodzenie (bieg jałowy)
6	5	moc startowa
7	5	chłodzenie (bieg jałowy)
8	15	75% maksymalnej mocy trwałej
9	5	chłodzenie (bieg jałowy)
10	60	maksymalna moc trwała
11	5	chłodzenie i zatrzymanie
ogółem	120

Próbę należy prowadzić ze śmigłem o skoku umożliwiającym uzyskanie wymaganych zakresów mocy silnika.

Próba, o której mowa powyżej może w uzasadnionych przypadkach zostać skrócona do 10 godzin, po uzgodnieniu z Prezesem Urzędu;

(b) 50 godzinna próba funkcjonalna silnika prowadzona jest na samolocie w ramach prób w locie i powinna obejmować, co najmniej:

- 100 startów,

- 10 lotów co najmniej jednogodzinnych,

- 60 wznoszeń na wysokość co najmniej 500 m, w trakcie których moc startowa silnika musi być rozwijana nie krócej niż 5 minut.

1. Program próby silnika powinien określać ilość lotów wykonywanych w warunkach letnich (z temperaturą na poziomie lotniska powyżej 20° C) oraz ilość lotów wykonywanych w warunkach zimowych i sprzyjających oblodzeniu (zakres niskich temperatur dodatnich).

2. Należy przewidzieć odpowiednią ilość rozruchów silnika gorącego i zimnego.

3. Czas próby funkcjonalnej w locie silnika zabudowanego w samolocie o konstrukcji amatorskiej, może być skrócony do 10 godzin, podlega on uzgodnieniu z Prezesem Urzędu i może być realizowany w ramach zatwierdzonego programu prób w locie samolotu.

Rozdział I

Śmigła

Konstrukcja i budowa

§ 1.

Informacje ogólne:

(a) przy zabudowie dopuszczonego do użytkowania systemu ratunkowego należy wykazać, że wymagania poniższego rozdziału dla aktualnie stosowanych systemów ratunkowych samolotów ultralekkich są spełnione w pełnym zakresie;

(b) zabudowa systemu ratunkowego musi być uzgodniona pomiędzy wytwórcą samolotu ultralekkiego a wytwórcą systemu ratunkowego;

(c) zabudowa, z podaniem punktów mocowania musi być podana w części dotyczącej obsługi, instrukcji technicznej samolotu, instrukcji użytkowania w locie oraz odnotowana w książce płatowca.

§ 2.

Obciążenia od systemu ratunkowego:

(a) struktura między punktami zaczepienia lin nośnych systemu ratunkowego a fotelami i pasami bezpieczeństwa, musi być na tyle wytrzymała, aby w przypadku użycia systemu ratunkowego w dopuszczalnym zakresie użytkowania samolotu ultralekkiego, przejąć maksymalne spodziewane obciążenie, występujące podczas otwarcia (napełnienia) spadochronu systemu ratunkowego;

(b) Jeżeli liny nośne zaczepione są do struktury w kilku punktach, to każdy punkt zaczepienia musi wytrzymać obciążenie odpowiadające 1,3 krotnemu maksymalnemu obciążeniu występującemu podczas otwarcia (napełnienia) spadochronu;

Uwaga: Struktura, której to dotyczy, zawiera punkty zaczepienia, fotele, i punkty zamocowania pasów bezpieczeństwa.

(c) musi być przyjęte, że obciążenie występujące podczas otwarcia (napełnienia) spadochronu początkowo działa w kierunku najbardziej niekorzystnym dla struktury.

§ 3.

Zabudowa systemu ratunkowego:

(a) zamocowanie systemu ratunkowego musi być obliczone na współczynniki obciążeń odpowiadające ustalonym obciążeniom w locie i na ziemi, włącznie z opisanymi warunkami lądowania awaryjnego;

(b) należy zapewnić, aby uniemożliwione było obcięcie lin nośnych przez śmigło lub inne części samolotu;

(c) łoże i przyległa struktura muszą być w stanie przejąć odrzut, jaki może powstawać w przypadku uruchomienia systemu ratunkowego;

(d) urządzenie wyzwalające system ratunkowy musi być tak umieszczone, aby pilot bez przeszkód, mógł do niego sięgnąć, również w warunkach przeciążenia;

(e) musi być zapewnione, aby urządzenie ratunkowe nie natrafiło na przeszkodę w czasie wyzwalania lub, aby nie zostało uszkodzone;

(f) otwory wylotowe systemów pirotechnicznych, muszą być z zewnątrz, w odpowiedni sposób, wyraźnie oznakowane.

§ 4.

Zabezpieczenie systemu ratunkowego:

(a) wszystkie elementy systemu ratunkowego muszą być zabezpieczone przed zużyciem spowodowanym wpływem warunków atmosferycznych, drgań, korozji i starzenia, które to czynniki w konsekwencji mogą zwiększyć ryzyko zagrożenia dla samolotu, załogi lub personelu naziemnego;

(b) system ratunkowy i jego podzespoły muszą być poddawane sprawdzeniu i obsłudze, zgodnie z danymi zamieszczonymi w instrukcji obsługi technicznej, w celu zapewnienia bezpieczeństwa użytkowania i utrzymania ciągłej zdatności do lotu samolotu.

§ 5.

Napisy i oznaczenia:

(a) zasada działania każdego urządzenia sterującego systemem ratunkowym musi być odpowiednio oznaczona kolorowym kodem i podana na tabliczce;

(b) dźwignia wyzwalania musi być koloru czerwonego;

(c) przy dźwigni uruchamiania systemu ratunkowego musi być umieszczona tabliczka o treści:

"OSTRZEŻENIE

SPADOCHRONOWY SYSTEM RATUNKOWY"

(Działanie jakie należy wykonać)

Użycie tylko w sytuacjach awaryjnych

patrz instrukcja użytkowania w locie

(d) musi być umieszczony napis ostrzeżenia na zewnątrz samolotu w pobliżu zabudowanego urządzenia, łatwo widoczny dla personelu naziemnego, który ostrzega o potencjalnym niebezpieczeństwie.

§ 6.

Instrukcja użytkowania w locie i ograniczenia użytkowania:

(a) instrukcja użytkowania w locie musi zawierać informacje określone § 5 i 6;

(b) wszystkie ograniczenia związane z właściwym użyciem i działaniem systemu muszą być ustanowione i podane w instrukcji użytkowania w locie;

(c) instrukcja użytkowania w locie musi zawierać ostrzeżenie, że system ratunkowy nie jest zatwierdzony przez Prezesa Urzędu. Jego zabudowa prowadzona pod nadzorem zapewnia, że w przypadku, gdy nie jest on używany na samolocie (lub wprowadzony do wyposażenia), to nie ma ryzyka narażenia samolotu, załogi lub personelu naziemnego. Ostrzeżenie musi ponadto zawierać informację, że Prezes Urzędu nie zatwierdzał systemu ratowniczego jako samodzielnego urządzenia, a w szczególności, w jakim miejscu ma on być umieszczony oraz, że nie była sprawdzona w drodze prób jego efektywność i bezpieczeństwo użycia, w celu ratowania załogi wraz z samolotem.

Uzupełnienie II

Holowanie statków powietrznych

Dodatkowe wymagania mają zastosowanie do holowania statków powietrznych przez samoloty ultralekkie. Do samolotów ultralekkich stosowanych do holowania statków powietrznych, jak i do zespołów holowniczych, należy dodatkowo stosować następujące wymagania.

§ 1.

Informacje ogólne:

(a) zespół holowniczy składa się z samolotu ultralekkiego z wyposażeniem do holowania, i z holowanego statku powietrznego;

(b) wyposażenie do holowania zawiera, z reguły, następujące składniki:

(c) zaczep, urządzenie wyczepiające, urządzenie pomiarowe dla temperatury krytycznej z uwagi na obciążenia silnika, urządzenie do obserwacji holowanego statku podczas holu, lina holownicza z bezpiecznikiem przeciążenia,

(d) statki powietrzne mogą być holowane tylko przez te samoloty ultralekkie, których typ został dopuszczony do holowania, i które temu typowi odpowiadają,

(e) świadectwo spełnienia wymagań technicznych lub świadectwo typu zostaje wydane, jeżeli wnioskodawca wykaże właściwej placówce nadzoru podczas procesu kwalifikowania (certyfikacji), że wszystkie tu wymienione wymagania zostały spełnione,

(f) dopuszczenie do holowania i dane potrzebne do doposażenia samolotu zostaną ogłoszone w arkuszu danych. Szczegółowe informacje dotyczące lotu holującego podane zostaną w instrukcji użytkowania w locie lub w uzupełnieniu do instrukcji użytkowania w locie.

Ukształtowanie i budowa

§ 2.

Urządzenie wczepiające:

(a) rękojeść uruchamiająca mechanizm wyczepiania liny holowniczej musi być tak umieszczona, aby ręką, która obsługuje dźwignię gazu, można było wygodnie, z każdego położenia fotela, obsłużyć tę rękojeść "przez pociągnięcie", bez zakłócania bezpiecznego sterowania samolotem;

(b) dla łatwego rozpoznania, kolor rękojeści musi być żółty. W pobliżu rękojeści musi być umieszczony napis "Wyczepianie". Ruch rękojeści wymagany do uruchomienia mechanizmu winien wynosić, co najmniej 50 mm i nie może przekraczać 120 mm;

(c) cięgno od rękojeści do mechanizmu wyczepiającego musi poruszać się bez zacięć i nadmiernych oporów;

(d) siła potrzebna do wyczepienia, z uwzględnieniem możliwych obciążeń według § 10 (a) Uzupełnienia, nie może przekraczać 200 N, jeżeli zaczep obciążony jest siłą Qnom;

(e) rękojeść w kabinie pilota musi być tak ukształtowana, żeby siła podana pod § 2 (d) mogła być łatwo przyłożona.

§ 3.

Wskazywanie temperatury krytycznej z uwagi na obciążenia silnika:

(a) do kontroli temperatury krytycznej z uwagi na obciążenia silnika, musi w polu widzenia pilota, znajdować się przyrząd wskazujący tę temperaturę, z ostrzeżeniem dla maksymalnie dopuszczalnej temperatury;

(b) temperatura krytyczna z uwagi na obciążenie silnika, zdefiniowana jest jako ta temperatura, która, przy maksymalnej mocy trwałej silnika, jako pierwsza osiągnie swą maksymalnie dopuszczalną wartość;

(c) dla przeprowadzenia dowodu zastosowana maksymalna temperatura musi być przeliczona na warunki gorącego dnia (38 °C na poziomie morza).

§ 5.

Lina holownicza z bezpiecznikiem przeciążenia:

(a) można używać tylko lin zgodnych z normami lotniczymi EN-PN lub normami zakładowymi, jeżeli te normy (specyfikacje), zawierają dostateczne dane i gwarantują dostawy o stałej jakości. Połączenia lin, powinny być chronione przed zużyciem, odpowiednią osłoną. Rzeczywista siła niszcząca linę nie może być większa niż obciążenie liny podane przez wytwórcę samolotu ultralekkiego. W przypadku lin o większej sile niszczącej musi, dla ochrony samolotu ultralekkiego i holowanego statku, być zastosowany bezpiecznik, o maksymalnej sile niszczącej odpowiedniej wielkości. Dla holowania statków powietrznych, długość liny holowniczej winna wynosić 40 m - do 60 m.

§ 7.

Pompy paliwa:

(a) jeżeli, według § 92 Załącznika 1, dla bezawaryjnej pracy silnika potrzebna jest pompa paliwa, musi być przewidziana również awaryjna pompa paliwa, która w przypadku defektu pompy silnikowej, natychmiast dostarczy silnikowi paliwo. Napęd pompy awaryjnej musi być niezależny od napędu silnikowej pompy paliwa;

(b) jeżeli normalna pompa i pompa awaryjna pracują stale, musi istnieć wskazówka lub sposób postępowania, pozwalający rozpoznać zaistniały defekt każdej z pomp;

(c) praca każdej z pomp paliwa nie może mieć aż takiego wpływu na pracę silnika, żeby powstała niebezpieczna sytuacja, niezależnie od mocy lub działania silnika lub od działania drugiej pompy.

§ 9.

Właściwości użytkowe zespołu holowniczego:

(a) dla udowodnienia zgodności z wymaganiami dla holowania statków powietrznych przez samoloty ultralekkie, należy przeprowadzić próby, z co najmniej trzema reprezentatywnymi typami statków powietrznych, które mają być holowane. Przy tym ich masy maksymalne, właściwości aerodynamiczne, zakresy prędkości i zachowanie na ziemi, winny być, w odpowiedni sposób, tak dobierane, aby uzyskać wyniki leżące po bezpiecznej stronie;

(b) długość startu zespołu holowniczego dla masy maksymalnej i wietrze zerowym, od punktu postoju do osiągnięcia wysokości 15 m, musi być określona dla pasa krótko skoszonej, suchej, równej trawy w warunkach normalnych. Może ona wynosić maksymalnie 600 m. Podana w instrukcji użytkowania w locie długość startu ma być średnią wartością z sześciu startów próbnych;

(c) czas wznoszenia, od momentu oderwania do osiągnięcia wysokości 360 m nad lotniskiem, nie może przekraczać 4 min, przy tym:

- moc nie może być większa od mocy startowej,

- klapy znajdują się w położeniu startowym;

(d) największa prędkość wznoszenia zespołu holowniczego, po korekcie na atmosferę wzorcową, na wysokości 450 m nad poziom morza, musi wynosić więcej niż 1,5 m/s, przy zastosowaniu:

- mocy nie większej od mocy startowej,

- schowanego podwozia, (jeżeli jest podwozie chowane),

- masy maksymalnej,

- klap w położeniu przewidzianym dla wznoszenia i bez przekraczania żadnej z ustalonych temperatur;

(e) najniższą prędkość holowania i prędkość najlepszego wznoszenia zespołu holowniczego należy ustalić w próbach w locie. Minimalna prędkość holowania nie może być mniejsza niż 1,3 V_S1 holującego samolotu ultralekkiego. Wymagania według § 26 pkt (a) i (b) stosuje się również do zespołu holowniczego;

(f) ograniczenia samolotu ultralekkiego nie mogą być przekroczone w żadnej fazie lotu holowniczego;

(g) ograniczenia silnika samolotu ultralekkiego nie mogą być przekroczone w żadnej fazie lotu holowniczego;

(h) start i lot holujący nie mogą wymagać nadzwyczajnej zręczności ani nadzwyczaj korzystnych warunków. Jeżeli holowany statek powietrzny znajdzie się poza normalnym dla holowania położeniem, na granicy określonego w § 10 Uzupełnienia stożka 60°, to sprowadzenie go do położenia normalnego nie może wymagać nadzwyczajnej zręczności pilota samolotu;

(i) zakres długości lin holowniczych dopuszczalnych w użytkowaniu, musi być ustalony przez wnioskodawcę (zaleca się 40 do 60 m).

§ 10.

Wytrzymałość:

(a) przyjmuje się, że początkowo zespół holowniczy znajduje się w położeniu poziomym, i że obciążenie od liny holowniczej na zaczep wynosi 500 N, (jeżeli nie przeprowadzono bardziej dokładnych obliczeń) i działa w następujących kierunkach:

- do tyłu, w kierunku osi wzdłużnej kadłuba,

- w płaszczyźnie symetrii 20° do tyłu, w dół, mierząc od osi wzdłużnej samolotu,

- w płaszczyźnie symetrii 40° do tyłu, w górę, mierząc od osi wzdłużnej samolotu,

- 30° do tylu, w bok, mierząc od osi wzdłużnej samolotu;

(b) przyjmuje się, że początkowo zespół holowniczy znajduje się w tych samych warunkach jak w pkt (a), a obciążenie od liny holowniczej, na skutek szarpnięć, nagle wzrośnie do 1,0 Qnom. Wynikające z tego obciążenie od liny holowniczej musi być wyrównane przez liniowe i obrotowe siły masowe;

(c) Qnom jest maksymalną nominalną siłą niszczącą bezpiecznika liny, dopuszczonego dla samolotu holującego;

(d) zalecenie: nominalna siła niszcząca bezpiecznika liny nie powinna być mniejsza od 200 daN. Jako wielkość kierunkową podaje się 300 daN;

(e) zamocowanie zaczepu holowniczego musi być obliczone dla bezpiecznego obciążenia 1,5 Qnom, działającego w kierunkach podanych w pkt (a).

§ 11.

Ograniczenia użytkowania i dane:

(a) w instrukcji użytkowania w locie muszą być podane następujące dane:

- masa maksymalna samolotu ultralekkiego do holu,

- masa maksymalna holowanego statku powietrznego,

- maksymalna nominalna siła niszcząca bezpiecznika używanej liny holowniczej,

- najniższa prędkość holowania, prędkość najlepszego wznoszenia, długość startu, dla co najmniej trzech z tych typów statków powietrznych, dla których przeprowadzono próby. Dodatkowo można podać np. dalsze typy statków, które pod względem (w tym wypadku) znaczących właściwości są porównywalne z typami wypróbowanymi;

(b) ponadto musi być podane, w jakim stopniu długość startu wydłuża się na skutek wysokiej trawy, kropli deszczu lub zabrudzeń na powierzchniach nośnych (krawędź natarcia) oraz wysokich temperatur powietrza;

(c) w kabinie pilota, obok prędkościomierza musi być umieszczony napis: "Uwaga na prędkość holowania";

(d) na holującym samolocie, należy w pobliżu zaczepu liny holowniczej umieścić wyraźnie widoczny napis podający maksymalnie dopuszczalną dla samolotu holującego, nominalną siłę niszczącą bezpiecznika liny;

(e) na samolotach ultralekkich przeznaczonych do holowania statków powietrznych, należy przeprowadzać prace okresowe i inspekcje, zgodnie z zaleceniami wytwórcy samolotu i silnika co do rodzaju i zakresu prac, i udokumentować w odpowiednich sprawozdaniach i dokumentach pokładowych;

f) wymagania o których mowa w § 141 pkt (a), należy stosować również do zespołu holowniczego, jeżeli mają zastosowanie.

ZAŁĄCZNIK Nr 2

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA PARALOTNI

Rozdział 1.

Informacje ogólne

§ 1.

Rozdział 2.

Określenia

§ 2.

Użyte w niniejszych wymaganiach określenia oznaczają:

Rozdział 3.

Próby wytrzymałościowe

§ 3.

4. 6

Orzeczenie zdatności wydawane dla uprzęży lub kompletu zawierającego skrzydło oraz uprząż, podczepienie uprzęży do skrzydła, powinno zapewniać przenoszenie obciążeń nie mniejszych niż:

5. 7

Orzeczenie zdatności wydawane dla kompletu zawierającego wózek lub skrzydło oraz wózek, podczepienie wózka do skrzydła, powinno zapewniać przenoszenie obciążeń nie mniejszych niż:

7. 9

Podczepienie wózka lub siedziska załogi do systemu ratowniczego powinno zapewniać przenoszenie obciążeń nie mniejszych niż:

Rozdział 4.

Próby w powietrzu

§ 4.

6.

Kategorie paralotni:

1)

skrzydła dla jednej osoby (przeznaczone do startu z nóg lub do startu z podwoziem):

kategoria A - paralotnia zachowuje się przewidywalnie i w sytuacjach niebezpiecznych ma tendencję do samodzielnego wychodzenia, bez reakcji pilota,

kategoria B - paralotnia zachowuje się przewidywalnie i w sytuacjach niebezpiecznych ma tendencję do niepogłębiania tej sytuacji, a niektóre z nich mogą wymagać reakcji pilota,

kategoria C - paralotnia zachowuje się przewidywalnie, ale w sytuacjach niebezpiecznych bezwzględnie wymaga aktywnej i świadomej reakcji pilota,

kategoria E - paralotnia posiada nieokreślony poziom bezpieczeństwa, prawdopodobne są gwałtowne i nieprzewidywalne reakcje, z brakiem możliwości wyprowadzenia przez pilota, wymaga precyzyjnego postępowania,

3)

skrzydła dla jednej lub dwóch osób (przeznaczone do startu z podwoziem):

Rozdział 5.

Opis wykonywanych manewrów i oczekiwane zachowanie paralotni

§ 5.

1.

Wypełnienie i start

Dotyczy

kategorii (kat.): A, B, C, E, T, M, P.

Cel: sprawdzenie poprawności instrukcji zawartych w podręczniku użytkownika.

Procedura: pilot powinien zainstalować testowaną paralotnię zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika. Powinien upewnić się o poprawności tych instrukcji za pomocą co najmniej trzech prób wystartowania.

Rezultat: postępowanie zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika, powinno spowodować wypełnienie skrzydła powietrzem a następnie start.

2.

Lądowanie

Dotyczy

kategorii: A, B, C, E, T, M, R

Cel: sprawdzenie czy jest możliwe wylądowanie bez wykonywania żadnych specjalnych czynności.

Procedura: pilot wykonuje manewr lądowania używając tylko linek sterowniczych w sposób określony w podręczniku użytkownika.

Rezultat:

kat. A, B, C, E, T: powinno być możliwe wylądowanie na stopach bez konieczności wykonywania żadnych dodatkowych procedur.

kat. M, P: powinno być możliwe wylądowanie z wykorzystaniem podwozia bez konieczności wykonywania żadnych dodatkowych procedur.

3.

Zakres prędkości (używając tylko linek sterowniczych)

Dotyczy

kategorii: A, B, C, E, T, M, P.

Cel: upewnienie się czy paralotnia posiada odpowiedni zakres prędkości, oraz poinformowanie użytkownika o zakresie prędkości.

Procedura: maksymalna prędkość (bez akcesoriów) w trakcie 10 s stabilnego lotu, a następnie minimalna prędkość (bez akcesoriów) w trakcie 10 s stabilnego lotu jest rejestrowana w sposób ciągły i automatyczny (rejestrowanie graficzne lub numeryczne).

Rezultat:

kat. A, M, P: różnica pomiędzy prędkością minimalną i maksymalną nie powinna być mniejsza niż 10 km/h.

kat. B: różnica pomiędzy prędkościami maksymalną i minimalną z trymerami ustawionymi w "najwolniejszym" położeniu, nie powinna być mniejsza niż 10 km/h.

kat. C, E: żaden zakres prędkości nie jest wymagany lub narzucony, ale prędkości są rejestrowane.

kat. T: różnica pomiędzy prędkością minimalną i maksymalną nie powinna być mniejsza niż 12 km/h.

4.

Zachowanie paralotni podczas używania akcesoriów (bez używania linek sterowniczych)

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: upewnienie się, że akcesoria nie mogą spowodować odstępstw od normalnego lotu (podwinięcie czołowe - frontsztal przy dużej prędkości, spadochronowanie przy małej prędkości).

Procedura: w czasie lotu pilot ustawia wszystkie akcesoria do pozycji "najwolniejszej". Ta pozycja jest utrzymywana przez 10 s. Zachowanie paralotni jest obserwowane. Prędkość jest rejestrowana w sposób ciągły i automatyczny (zapis graficzny).

Procedura: w czasie lotu pilot ustawia wszystkie akcesoria do pozycji "najszybszej", bez żadnych manewrów linkami sterowniczymi; taka pozycja jest utrzymywana przez 10 s. Zachowanie paralotni jest obserwowane. Prędkość jest rejestrowana w sposób ciągły i automatyczny (zapis graficzny).

Rezultat: "normalny" lot, żadne zakłócenia trajektorii lotu nie są dopuszczalne. Maksymalny zakres prędkości jest obliczany i rejestrowany.

5.

Stabilność pozioma (bez używania przyspieszacza)

Dotyczy

kategorii: A, B, P, M.

Cel: sprawdzenie stabilności paralotni w osi poziomej.

Procedura: z trymerami (jeżeli są) ustawionymi w położeniu "najszybszym", pilot zwalnia stopniowo używając linek sterowniczych. W punkcie przeciągnięcia błyskawicznie odpuszcza linki sterownicze.

Rezultat:

kat. A, P: żadnego nurkowania w przód poza kąt 45°, czołowe podwinięcie jest dopuszczalne, ale bez zmiany kierunku lotu.

kat. B, M: żadnego nurkowania w przód poza kąt 90° (horyzont), czołowe podwinięcie jest dopuszczalne ale bez zmiany kierunku lotu większej niż 90°; samoczynne przejście do "sterowalnego" lotu.

6.

Wprowadzenie i wyjście ze spadochronowania (używając linek sterowniczych)

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: sprawdzenie zdolności skrzydła do wyjścia ze spadochronowania.

Procedura:

Etap 1: pilot spowalnia paralotnię używając trymerów (jeśli są).

Etap 2: pilot kontynuuje spowalnianie używając linek sterowniczych, aby uzyskać trajektorię maksymalnie zbliżoną do pionowej, ale bez wchodzenia w przeciągnięcie; w tym momencie pilot przesuwa linki sterownicze płynnie i stopniowo w położenie najwyższe (najszybsze); jeżeli paralotnia pozostanie w fazie spadochronowania, po 4 s oczekiwania, pilot interweniuje zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika.

Rezultat:

kat. A, M, P: samoczynne wyjście w czasie krótszym niż 4 s, z nurkowaniem mniejszym niż 45°. Brak zmian kierunku większych niż 90° w żadną ze stron, od początkowej osi lotu.

kat. B: samoczynne wyjście w czasie krótszym niż 4 s, z nurkowaniem mniejszym niż 90° (horyzont). Brak zmian kierunku większych niż 180° w żadną ze stron, od początkowej osi lotu.

kat. C: samoczynne wyjście w czasie krótszym niż 4 s, z nurkowaniem mniejszym niż 90° (horyzont). Brak zmian kierunku większych niż 180° w żadną ze stron, od początkowej osi lotu. Jeżeli faza spadochronowania jest stabilna, pilot postępuje zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika i powinien przejść do "sterowalnego" lotu przez następne 4 s bez wywoływania ciągu niebezpiecznych wypadków.

kat. T: samoczynne wyjście w czasie krótszym niż 4 s, z nurkowaniem mniejszym niż 90° (horyzont). Brak zmian kierunku większych niż 90° w żadną ze stron, od początkowej osi lotu.

7.

Wprowadzenie i wyjście ze spadochronowania używając taśm "B" ("C" - lub jakiegokolwiek innego systemu opisanego w podręczniku użytkownika) - powolne odpuszczenie

Dotyczy

kategorii: A i B.

Cel: sprawdzenie zdolności skrzydła do przejścia, do "normalnego" lotu przy wyprowadzaniu ze spadochronowania. Sprawdzenie możliwości bezpiecznego używania tej metody, szybkiego opadania (o ile jest to zalecane przez podręcznik użytkownika) oraz sprawdzenie stabilności w osi poziomej.

Procedura:

Etap 1: pilot spowalnia paralotnię używając trymerów (jeśli są).

Etap 2: pilot ciągnie za taśmy "B" aby uzyskać trajektorię maksymalnie zbliżoną do pionowej; w tym momencie pilot powoli płynnie i stopniowo odpuszcza taśmy, (jeżeli paralotnia pozostanie w fazie spadochronowania, po 4 s oczekiwania pilot interweniuje, zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika).

Rezultat:

kat. A: nurkowanie mniejsze niż 45°, czołowe podwinięcie jest dopuszczalne. Brak zmian kierunku większych niż 90° w żadną ze stron od początkowej osi lotu oraz samoczynne przejście do "normalnego" lotu.

kat. B: nurkowanie mniejsze niż 90°, przejście do "sterowalnego" lotu w ciągu 4 s po interwencji pilota, jeżeli to konieczne, bez wywoływania ciągu niebezpiecznych wypadków.

8.

Wprowadzenie i wyjście ze spadochronowania używając taśm "B" ("C" - lub jakiegokolwiek innego systemu opisanego w podręczniku użytkownika) - szybkie odpuszczenie

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: sprawdzenie zdolności skrzydła do przejścia do "normalnego" lotu przy wyprowadzaniu ze spadochronowania lub metody szybkiego opadania opisanej w podręczniku użytkownika. Sprawdzenie bezpieczeństwa tej metody przy zastosowaniu szybkiego odpuszczenia taśm nośnych i sprawdzenie stabilności w osi poziomej.

Procedura:

Etap 1: pilot ustawia trymery w pozycji "najszybszej" (bez używania przyspieszacza).

Etap 2: pilot ciągnie za taśmy "B", aby uzyskać trajektorię maksymalnie zbliżoną do pionowej; w tym momencie pilot raptownie odpuszcza taśmy, (jeżeli paralotnia pozostanie w fazie spadochronowania, po 4 s oczekiwania, pilot interweniuje zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika).

Rezultat:

kat. A: nurkowanie mniejsze niż 45°, czołowe podwinięcie jest dopuszczalne o ile nie wystąpią zmiany kierunku przekraczające 10° i nastąpi samoczynne przejście do "sterowalnego" lotu.

kat. B: nurkowanie mniejsze niż 90°, przejście do "sterowalnego" lotu w ciągu 4 s, od momentu rozpoczęcia interwencji pilota, bez wywoływania ciągu niebezpiecznych wypadków.

kat. C: nurkowanie mniejsze niż 90°, przejście do "sterowalnego" lotu w ciągu 4 s, od momentu rozpoczęcia interwencji pilota.

kat. T, M, P: procedura jest wykonywana zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika; jeżeli podręcznik zakazuje tego manewru - nie jest on testowany. Powrót do "sterowalnego" lotu po 4 s, od rozpoczęcia interwencji pilota.

9.

Zdolności skrętne

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: upewnienie się, że paralotnia ma dobre właściwości skrętne.

Procedura: w skrzydłach wyposażonych w akcesoria (trymery) ustawiane jest położenie "najwolniejsze"; pilot przeprowadza zakręt 360° w jedną stronę, zawraca i przeprowadza zakręt 360° w przeciwną stronę (ósemka).

Rezultat:

kat. A: zakręt wykonywalny bez przemieszczania ciężaru. Całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 18 s.

kat. B: zakręt wykonywalny z przemieszczaniem ciężaru (gdy to konieczne). Całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 20 s.

kat. C: zakręt wykonywalny z przemieszczaniem ciężaru (gdy to konieczne). Całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 23 s.

kat. T: zakręt wykonywalny z przemieszczaniem ciężaru (gdy to konieczne). Całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 23 s.

kat. M: całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 23 s.

kat. P: całkowity czas wykonania manewru nie przekracza 25 s.

10.

Łatwość manewrowania

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: upewnienie się, że jest możliwe wykonanie raptownego skrętu w celu uniknięcia kolizji, bez przerywania fazy lotu.

Procedura: w szybkim locie (linki sterownicze całkowicie odpuszczone), pilot zaciąga jedną z linek sterowniczych w jej maksymalne położenie; po wykonaniu 90° stopniowego zakrętu, pilot odpuszcza linki sterownicze, czeka na ustabilizowanie lotu, następnie powtarza manewr w przeciwnym kierunku.

Rezultat:

kat. A, M, P: brak przerwania fazy lotu.

kat. B: paralotnia nie powinna przerwać fazy lotu. Przemieszczenie ciężaru jest dopuszczalne jeżeli zostało to zasygnalizowane w podręczniku użytkownika.

kat. C: paralotnia nie powinna przerwać fazy lotu, a o ile to nastąpi powinna po zakończeniu manewru samoczynnie powrócić do "sterowalnego" lotu.

kat. T: paralotnia nie powinna przerwać fazy lotu. Przemieszczenie ciężaru jest dopuszczalne jeżeli zostało to zasygnalizowane w podręczniku użytkownika.

11.

Wing over - przeciwstawne zakręty

Dotyczy

kategorii: A, B, C, T, M, P.

Cel: sprawdzenie tendencji do ześlizgów podczas zakrętów i zdolności przejścia do "normalnego" lotu.

Procedura: pilot przeprowadza serię rytmicznych przeciwstawnych zakrętów o wzrastającej amplitudzie, aż do co najmniej 45° wychylenia i dalej, aż do maksimum wychylenia opisanego w podręczniku użytkownika.

Rezultat:

kat. A: brak czołowych podwinięć i przerywania fazy lotu.

kat. B: czołowe podwinięcie dopuszczalne, powrót do "normalnego" lotu w mniej niż 90° zakrętu.

kat. C: czołowe podwinięcie dopuszczalne, samoczynny powrót do "normalnego" lotu w mniej niż 90°zakrętu.

kat. T, M, P: brak czołowych podwinięć i przerywania fazy lotu.

12.

Wprowadzenie i wyjście z asymetrycznego podwinięcia

Dotyczy kat.: A, B, C, T, M.

Cel: celem testu jest symulacja znanego efektu wywoływanego na skrzydle przez turbulencje i obserwacja jej efektu podczas wyprowadzania skrzydła do "normalnego" lub "sterowalnego" lotu.

Procedura: pilot raptownie wymusza asymetryczne podwinięcie na 55% rozpiętości, skrzydła skierowane do tyłu pod kątem 45°. Aby osiągnąć ten efekt pilot wykonuje dowolne, przez siebie wybrane manewry (wybrane linki nośne, taśmy nośne, zagięcie linek itp.) i przenosi swój ciężar od strony zawiniętej, nie używając linek sterowniczych przez 4 s, następnie, jeżeli jest to konieczne, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika aby powrócić do "normalnego" lotu.

Rezultat:

kat. A: powrót do "sterowalnego" lotu w mniej niż 4 s i zmiana kierunku mniejsza niż 180°.

kat. B: powrót do "sterowalnego" lotu w mniej niż 4 s i zmiana kierunku mniejsza niż 360°.

kat. C: jeśli powrót do "sterowalnego" lotu nie wystąpił po 360° rotacji, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika i skrzydło powinno następnie powrócić do "sterowalnego" lotu, po mniej niż 360° i 4 s, bez powodowania serii następujących po sobie wypadków.

kat. T, M: powrót do "sterowalnego" lotu w mniej niż 4 s i zmiana kierunku mniejsza niż 360°.

13.

Wprowadzenie i wyjście z utrzymywanego asymetrycznego podwinięcia

Dotyczy kat.: A, B, C, T.

Cel: celem testu jest zasymulowanie znanego efektu wywoływanego na skrzydle przez turbulencje i obserwacja przejścia do "normalnego" lub "sterowalnego" lotu i sprawdzenie możliwości wyjścia z rotacji utrzymanej przez 2 x 360°.

Procedura: pilot raptownie wymusza asymetryczne podwinięcie na 55% rozpiętości skrzydła, odchylenie do tyłu o 45° lub tak dużo ile jest konieczne, aby zainicjować swobodną rotację, odchylenie do tyłu o 45° w stosunku do cięciwy.

Aby osiągnąć ten efekt pilot wykonuje dowolnie wybrane przez siebie manewry (zaciągnięcie wybranych linek nośnych, taśm nośnych, zagięcie linek itp.); przenosi swój ciężar od strony zawiniętej, utrzymuje podwinięcie przez 2 x 360° obroty, jeżeli jest to fizycznie możliwe.

Rezultat:

kat. A: samoczynne przejście do "sterowalnego" lotu w mniej niż 360°.

kat. B: jeżeli powrót do "sterowalnego" lotu nie wystąpił po jednej 360° rotacji lub po 4 s, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika i skrzydło powinno następnie powrócić do "sterowalnego" lotu po mniej niż 90° i 4 s od momentu rozpoczęcia interwencji.

kat. C: jeżeli powrót do "sterowalnego" lotu nie wystąpił po jednej 360° rotacji, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika i skrzydło powinno następnie powrócić do "sterowalnego" lotu, po mniej niż 90° i 4 s.

kat. T: samoczynne przejście do "sterowalnego" lotu w mniej niż 360°.

14.

Wprowadzenie i wyjście z korkociągu

Dotyczy kat.: A, B, T, M.

Cel: obserwacja wyjścia z celowo wykonanego korkociągu oraz stabilności wzdłuż trzech osi.

Procedura: jeżeli istnieją trymery powinny być ustawione w położeniu "najszybszym", pilot zwalnia do najmniejszej prędkości lotu, następnie zaciąga jedną linkę sterowniczą do najgłębszej dostępnej pozycji, podczas gdy druga linka sterownicza jest w tym samym czasie zupełnie odpuszczona; ta pozycja jest utrzymywana przez jeden 360° obrót, po czym pilot zupełnie odpuszcza obie linki sterownicze.

Rezultat:

kat. A: paralotnia powinna samoczynnie przejść do "sterowalnego" lotu, a rotacja powinna trwać mniej niż 360° w tym samym kierunku co korkociąg.

kat. B: paralotnia może kontynuować rotację przez maksymalnie 360° zanim samoczynnie przejdzie do "sterowalnego" lotu, przez mniej niż następne 90°.

kat. T, M: paralotnia powinna samoczynnie przejść do "sterowalnego" lotu, a rotacja powinna trwać mniej niż 2 x 360° w tym samym kierunku co korkociąg.

15.

Wprowadzenie i wyprowadzenie z niesymetrycznego przeciągnięcia

Dotyczy kat.: A, B, T, M.

Cel: upewnienie się o możliwości wyprowadzenia do "normalnego" lub "sterowalnego" lotu, po wystąpieniu przypadkowego asymetrycznego przeciągnięcia.

Procedura: pilot zwalnia skrzydło do minimalnej prędkości lotu, następnie raptownie zaciąga jedną linkę sterowniczą aby wejść w niesymetryczne przeciągnięcie. W tym momencie odpuszcza szybko obie linki sterownicze.

Rezultat:

kat. A: samoczynne przejście do "normalnego" lotu bez zmiany kierunku większej niż 90° w obie strony od początkowej osi lotu.

kat. B: jeżeli powrót do "sterowalnego" lotu nie wystąpił po jednej 180° rotacji, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika i powinien wyprowadzić skrzydło do "normalnego" lotu najpóźniej po 90° w każdą ze stron, od osi lotu występującej w momencie rozpoczęcia interwencji.

kat. T, M: jeżeli powrót do "normalnego" lub "sterowalnego" lotu nie wystąpił po jednej 180° rotacji, pilot postępuje zgodnie z zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika i powinien wyprowadzić skrzydło do "normalnego" lotu najpóźniej po 90° w każdą ze stron od osi lotu, występującej w momencie rozpoczęcia interwencji.

16.

Wprowadzenie i wyjście z symetrycznego czołowego podwinięcia

Dotyczy

kategorii: A i B.

Cel: zasymulowanie znanego efektu występującego w locie w turbulentnym powietrzu.

Procedura: pilot pociąga za przednie taśmy nośne "A" i przenosi swój ciężar w taki sposób, aby uzyskać symetryczne podwinięcie na krawędzi natarcia. W momencie gdy tylko podwinięcie się pojawi, pilot szybko odpuszcza taśmy.

Rezultat:

kat. A: samoczynny powrót do "sterowalnego" lotu po 4 s, skrzydło nie powinno zanurkować głębiej niż 45°.

kat. B: jeżeli powrót do "sterowalnego " lotu nie wystąpił po 4 s, pilot postępuje zgodnie z. zaleceniami zawartymi w podręczniku użytkownika; pilot powinien wyprowadzić do "normalnego" lub "sterowalnego" lotu w ciągu 4 s ze zmianą kierunku mniejszą niż 45° od osi lotu w momencie rozpoczęcia interwencji, skrzydło nie powinno zanurkować głębiej niż 90°.

17.

Wprowadzenie i wyjście z utrzymywanej spirali

Dotyczy kat.: A, B, C, T, M, P.

Cel: obserwacja zdolności skrzydła do przejścia do "normalnego" lotu po serii 360° zakrętów.

Procedura: pilot wchodzi w spiralę, utrzymuje ją przez dwa pełne obroty i odpuszcza powoli linki sterownicze na początku trzeciej zwitki.

Rezultat:

kat. A: samoczynne przejście do "normalnego" lotu po mniej niż 360°.

kat. B: samoczynne przejście do "sterowalnego" lotu po mniej niż 360°.

kat C: jeżeli paralotnia nie przechodzi do "sterowalnego" lotu po 360° i pozostaje w stabilnej spirali, pilot interweniuje zgodnie z instrukcjami zawartymi w podręczniku użytkownika, powinien zdołać powrócić do "sterowalnego" lotu po mniej niż 360°.

kat. T, M, P: samoczynne przejście do "normalnego" lotu po mniej niż 360°.

ZAŁĄCZNIK Nr 3

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA MOTOLOTNI

Rozdział 2.

Wytrzymałość konstrukcji

§ 2.

Rozdział 3.

Zespoły i podzespoły motolotni

§ 3.

4.

Linki:

5.

Węzeł podwieszenia:

6.

Wózek:

Oprócz wymagań wytrzymałościowych określonych w Rozdziale 2, konstrukcja wózka powinna spełniać następujące warunki:

Rozdział 4.

Charakterystyka aerodynamiczna, stateczność i sterowność

§ 4.

1.

Ograniczenia techniczne i wymagania osiągowe:

2.

Warunki startu:

4.

Warunki lądowania lub przejścia na drugi krąg:

5.

Stateczność i sterowność:

Rozdział 5.

Jednostka napędowa

§ 5.

1.

Silnik i jego mocowanie:

5.

Śmigło:

Rozdział 7.

Przeglądy okresowe

§ 7.

1.

Przegląd zasadniczy:

Przegląd zasadniczy to przegląd, któremu podlegają wszystkie elementy motolotni, składający się z dwóch etapów:

2.

Przegląd podstawowy:

Przegląd podstawowy wykonuje pilot motolotni lub mechanik motolotniowy w dniu planowanych lotów, przed ich rozpoczęciem. Przegląd ten polega na ocenie gotowości motolotni do lotu, a w szczególności: prawidłowości montażu i wytrymowania motolotni, sprawdzeniu występowania odkształceń plastycznych elementów konstrukcji, stanu zabezpieczeń, stanu technicznego zespołu napędowego (zawieszenia silnika, układów: zapłonowego, wydechowego i zasilania) oraz stanu podwozia.

Rozdział 8.

Program kontrolnych prób statycznych w zakresie obciążeń dopuszczalnych

§ 8.

1.

Wózek:

2.

Skrzydło:

Rozdział 9.

Program prób jednostki napędowej

§ 9.

1.

Próby naziemne:

1)

w program prób powinny być włączone:

3)

w trakcie prób należy zwrócić uwagę czy nie pojawiają się deformacje mocowania silnika, uszkodzenia śmigła, nieszczelności instalacji paliwowej, przedmuch spalin, (itd.)

2. Próby w locie:

Podczas oblotu powinny być sprawdzone i stwierdzone następujące specyficzne cechy pracy silnika:

- akceleracja silnika przy przechodzeniu na drugi krąg przy lądowaniu;

- poziom drgań;

- walory eksploatacyjne i wytrzymałościowe śmigła;

- niezawodność silnika podczas wszystkich dopuszczalnych manewrów;

- zużycie paliwa.

Rozdział 10.

Minimalny program prób w locie badawczo rozwojowych i certyfikacyjnych

Lp.	Charakter lotu	Ilość lotów	Czas lotów	Uwagi
1.	Wykonanie próbnych oderwań od płyty lotniska w celu dokonania regulacji, zapoznania pilota ze specyfiką pilotażu, oceny wyważenia oraz stabilności przy minimalnej i maksymalnej masie startowej.	20	10	Maksymalna wysokość do 10 m., loty po prostej, w dalszej kolejności z niewielkimi zakrętami (żmijkowanie). Dopuszczalny wiatr czołowy o prędkości do 4 m/s.
2.	Wzloty nad lotniskiem w celu ujawnienia efektywności układu sterowania, stateczności, wyważenia i regulacji układu przy minimalnej i maksymalnej masie startowej.	3	15	Minimalna wysokość 50m, płynne zakręty 360^o w obie strony. Dopuszczalna prędkość wiatru 4 m/s.
3.	Oblot przez innych pilotów wg pkt 1 i 2, w celu sprawdzenia sterowności i stateczności.	3	15
4.	Wykonanie lądowania z wyłączonym silnikiem, ocena walorów aerodynamicznych.	2	10	Silnik wyłącza się w locie ślizgowym, przy niskich obrotach, na wysokości 50 m. Zadanie to wykonuje się przy bezwietrznej pogodzie.
5.	Określenie minimalnej prędkości przy maksymalnej i minimalnej masie startowej.	2	10	Loty wykonuje się bez wiatru, na wysokości bezpiecznej, jednak nie niższej niż 150 m. Na bazie pomiarowej lub przy pomocy GPS powinna być zademonstrowana prędkość ustalonego lotu poziomego nie większa niż 65 km/h.
6.	Określenie maksymalnej prędkości lotu przy minimalnej i maksymalnej masie startowej.	2	10	Wysokość lotu co najmniej 15 m., warunki bezwietrzne, prędkość wyznacza się według bazy pomiarowej lub przy pomocy GPS.
7.	Określenie maksymalnego wznoszenia przy maksymalnej masie startowej.	2	5	Wznoszenie określa się za pomocą wariometru przez dwóch pilotów, albo według czasu osiągnięcia zadanej wysokości.
8.	Określenie prędkości przelotowej przy maksymalnej i minimalnej masie startowej.	4	15	Loty przeprowadza się bez wiatru, prędkość wyznacza się wg bazy pomiarowej lub przy pomocy GPS.
9.	Określenie minimalnej prędkości opadania przy maksymalnej i minimalnej masie startowej.	4	10	Prędkość opadania wyznacza się według wariometru.
10.	Ocena zachowań układu w locie oraz sił na sterownicy.	2	20	Wykonuje się wszelkie dopuszczalne manewry (ruch sterownicy, zakręty z eksploatacyjnymi kątami przechylenia, spirale na wznoszeniu i opadaniu) na wysokości nie mniejszej niż 50 m. Siły ocenia się za pomocą aparatury pomiarowej lub według oceny pilotów.
11.	Sprawdzenie zachowań podczas zniżania się z pracującym lub niepracującym silnikiem, przy skrajnych położeniach sterownicy.	4	10
12.	Wyznaczenie długości rozbiegu i dobiegu.	4	10
13.	Zbadanie zachowań przy awarii silnika w różnych warunkach.	4	20	Silnik wyłącza się na wysokości nie mniej niż 50 m. Zachowanie układu rejestruje się za pomocą aparatury pokładowej lub przez obserwatorów i pilotów.
14.	Próba przeciągnięcia.	2	10	Doprowadzenie układu do przeciągnięcia przeprowadza się na wysokości, co najmniej 300 m. Trajektorie opadania filmuje się lub poddaje ocenie obserwatorów.
15.	Wyznaczenie zużycia paliwa dla maksymalnej masy startowej, przy prędkości przelotowej.	2	20
16.	Sprawdzenie elastyczności silnika i zachowań układu przy przechodzeniu na drugi krąg.	5	20	Odejścia na drugi krąg dokonuje się z wysokości nie mniejszej niż 10 m. Lot wykonuje się na wysokości minimum 50 m.

ZAŁĄCZNIK Nr 4

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA SPADOCHRONÓW

§ 2.

Zakres warunków eksploatacji podawany przez producenta powinien uwzględniać maksymalne obciążenie użytkowe, w połączeniu z prędkością użycia nie mniejszą niż, odpowiednio:

§ 3.

2.

Minimalna próba obciążenia powinna zostać przeprowadzona przy maksymalnym obciążeniu użytkowym podawanym przez producenta, pomnożonym przez odpowiedni współczynnik określony w dokumentach, o których mowa w § 1, jednak nie niższy niż:

§ 4.

2.

Próba prędkości musi być przeprowadzona w taki sposób, aby podczas uruchamiania spadochronu prędkość układu przekraczała 1,2 maksymalnej prędkości użytkowej podawanej przez producenta oraz była nie mniejsza niż:

1) dla pojedynczej uprzęży lub spadochronu zapasowego - 333,4 km/h (180 KEAS);

2) dla podwójnej uprzęży ze spadochronem zapasowym - 388,9 km/h (210 KEAS);

3) dla spadochronu głównego jednoosobowego - 324,1 km/h (175 KEAS);

4) dla spadochronu głównego dwuosobowego - 388,9 km/h (210 KEAS);

5) dla spadochronowych systemów do paralotni - 1,3 maksymalnej prędkości użytkowej podawanej przez producenta oraz nie mniejsza niż:

§ 9.

Całkowita droga pokonana podczas otwarcia spadochronu ułożonego zgodnie zaleceniami producenta nie może przekraczać:

Wymagania techniczne stosowane przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych, paralotni, motolotni oraz spadochronów.

Dz.Urz.ULC.2005.5.25

WYTYCZNE NR 3

PREZESA URZĘDU LOTNICTWA CYWILNEGO

z dnia 20 kwietnia 2005 r.

w sprawie wymagań technicznych stosowanych przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych, paralotni, motolotni oraz spadochronów

ZAŁĄCZNIK Nr 1

TYMCZASOWE WYMAGANIA ZDATNOŚCI SAMOLOTÓW ULTRALEKKICH

Rozdział A

Informacje ogólne

Rozdział B

Charakterystyki użytkowe

Rozdział C

Wytrzymałość:

Rozdział D

Konstrukcja

Rozdział E

Zespół Napędowy

Rozdział F

Wyposażenie

Rozdział G

Ograniczenia warunków użytkowania i informacje

Rozdział H

Silniki

Rozdział I

ZAŁĄCZNIK Nr 2

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA PARALOTNI

Rozdział 1.

Informacje ogólne

Rozdział 2.

Określenia

Rozdział 3.

Próby wytrzymałościowe

Rozdział 4.

Próby w powietrzu

Rozdział 5.

Opis wykonywanych manewrów i oczekiwane zachowanie paralotni

ZAŁĄCZNIK Nr 3

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA MOTOLOTNI

Rozdział 1.

Zasady ogólne

Rozdział 2.

Wytrzymałość konstrukcji

Rozdział 3.

Zespoły i podzespoły motolotni

Rozdział 4.

Charakterystyka aerodynamiczna, stateczność i sterowność

Rozdział 5.

Jednostka napędowa

Rozdział 6.

Wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne

Rozdział 7.

Przeglądy okresowe

Rozdział 8.

Program kontrolnych prób statycznych w zakresie obciążeń dopuszczalnych

Rozdział 9.

Program prób jednostki napędowej

Rozdział 10.

Minimalny program prób w locie badawczo rozwojowych i certyfikacyjnych

ZAŁĄCZNIK Nr 4

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA SPADOCHRONÓW

Wymagania techniczne stosowane przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych, paralotni, motolotni oraz spadochronów.

Dz.Urz.ULC.2005.5.25

WYTYCZNE NR 3 PREZESA URZĘDU LOTNICTWA CYWILNEGO z dnia 20 kwietnia 2005 r. w sprawie wymagań technicznych stosowanych przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych, paralotni, motolotni oraz spadochronów

ZAŁĄCZNIK Nr 1 TYMCZASOWE WYMAGANIA ZDATNOŚCI SAMOLOTÓW ULTRALEKKICH

Rozdział A Informacje ogólne

Rozdział B Charakterystyki użytkowe

Rozdział C Wytrzymałość:

Rozdział D Konstrukcja

Rozdział E Zespół Napędowy

Rozdział F Wyposażenie

Rozdział G Ograniczenia warunków użytkowania i informacje

Rozdział H Silniki

Rozdział I

ZAŁĄCZNIK Nr 2 WYMAGANIA TECHNICZNE DLA PARALOTNI

Rozdział 1. Informacje ogólne

Rozdział 2. Określenia

Rozdział 3. Próby wytrzymałościowe

Rozdział 4. Próby w powietrzu

Rozdział 5. Opis wykonywanych manewrów i oczekiwane zachowanie paralotni

ZAŁĄCZNIK Nr 3 WYMAGANIA TECHNICZNE DLA MOTOLOTNI

Rozdział 1. Zasady ogólne

Rozdział 2. Wytrzymałość konstrukcji

Rozdział 3. Zespoły i podzespoły motolotni

Rozdział 4. Charakterystyka aerodynamiczna, stateczność i sterowność

Rozdział 5. Jednostka napędowa

Rozdział 6. Wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne

Rozdział 7. Przeglądy okresowe

Rozdział 8. Program kontrolnych prób statycznych w zakresie obciążeń dopuszczalnych

Rozdział 9. Program prób jednostki napędowej

Rozdział 10. Minimalny program prób w locie badawczo rozwojowych i certyfikacyjnych

ZAŁĄCZNIK Nr 4 WYMAGANIA TECHNICZNE DLA SPADOCHRONÓW

WYTYCZNE NR 3

PREZESA URZĘDU LOTNICTWA CYWILNEGO

z dnia 20 kwietnia 2005 r.

w sprawie wymagań technicznych stosowanych przez inspektorów przy sprawdzaniu zdatności technicznej ultralekkich statków powietrznych, paralotni, motolotni oraz spadochronów

ZAŁĄCZNIK Nr 1

TYMCZASOWE WYMAGANIA ZDATNOŚCI SAMOLOTÓW ULTRALEKKICH

Rozdział A

Informacje ogólne

Rozdział B

Charakterystyki użytkowe

Rozdział C

Wytrzymałość:

Rozdział D

Konstrukcja

Rozdział E

Zespół Napędowy

Rozdział F

Wyposażenie

Rozdział G

Ograniczenia warunków użytkowania i informacje

Rozdział H

Silniki

ZAŁĄCZNIK Nr 2

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA PARALOTNI

Rozdział 1.

Informacje ogólne

Rozdział 2.

Określenia

Rozdział 3.

Próby wytrzymałościowe

Rozdział 4.

Próby w powietrzu

Rozdział 5.

Opis wykonywanych manewrów i oczekiwane zachowanie paralotni

ZAŁĄCZNIK Nr 3

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA MOTOLOTNI

Rozdział 1.

Zasady ogólne

Rozdział 2.

Wytrzymałość konstrukcji

Rozdział 3.

Zespoły i podzespoły motolotni

Rozdział 4.

Charakterystyka aerodynamiczna, stateczność i sterowność

Rozdział 5.

Jednostka napędowa

Rozdział 6.

Wyposażenie pilotażowo-nawigacyjne

Rozdział 7.

Przeglądy okresowe

Rozdział 8.

Program kontrolnych prób statycznych w zakresie obciążeń dopuszczalnych

Rozdział 9.

Program prób jednostki napędowej

Rozdział 10.

Minimalny program prób w locie badawczo rozwojowych i certyfikacyjnych

ZAŁĄCZNIK Nr 4

WYMAGANIA TECHNICZNE DLA SPADOCHRONÓW