Раздел В - Полет

Общие положения

25.21. Доказательства соответствия

(a) Следует обеспечить соответствие каждому требованию данного раздела при всех возможных комбинациях веса и центровки в пределах вариантов загрузки самолета, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:

(1) Посредством испытаний, проводимых на самолете, на который требуется получить сертификат типа, или по расчетам, основанным на результатах испытаний и равным им по точности.

(2) Посредством исследования каждой возможной комбинации веса и центровки, если это соответствие не может быть логически выведено из обследованных комбинаций.

(b) [Зарезервирован].

(c) Управляемость, устойчивость, балансировка и характеристики сваливания самолета должны быть показаны для всего диапазона высот вплоть до максимальной высоты, возможной в условиях эксплуатации.

(d) Параметры, критические для проводимых испытаний, такие, как вес, загрузка, центровка и моменты инерции, воздушная скорость, тяга двигателей и ветер должны в летных испытаниях выдерживаться в пределах приемлемых допусков.

(e) Если соответствие требованиям к летным характеристикам самолета зависит от системы улучшения устойчивости самолета или от любого другого автоматического устройства или устройства с силовым приводом, должно быть доказано соответствие параграфам 25.671 и 25.672.

(f) Для показа соответствия требованиям 25.105(d), 25.125, 25.233 и 25.237 скорость ветра следует замерять на высоте 10 м над поверхностью земли или скорректировать на разницу между высотой, на которой замеряется скорость ветра, и высотой 10 м.

(g) Требования настоящего раздела, связанные с условиями обледенения, применяются только в том случае, если Заявитель желает сертифицировать самолет для полета в условиях обледенения.

(1) Если не предписано иное, каждое требование этого раздела, кроме 25.121(а), 25.123(с), 25.143(b)(1) и (b)(2), 25.149, 25.201(c)(2), 25.207(c) и (d), 25.239 и 25.251 от (b) до (e), должно выполняться для полета в условиях обледенения. Требования 25.207(с) и (d) должны выполняться в посадочной конфигурации в условиях обледенения и не требуется их выполнение для других конфигураций. Соответствие должно быть доказано с отложениями льда, определенными в Приложении С, при нормальной эксплуатации самолета и его системы противообледенительной защиты в соответствии с эксплуатационными ограничениями и эксплуатационными процедурами, установленными Заявителем и содержащимися в Летном Руководстве самолета.

(2) Для полета в условиях обледенения нет никаких изменений в предельных значениях распределения нагрузки по 25.23, в предельных значениях веса по 25.25 (кроме тех случаев, когда это ограничено требованиями этого подраздела к летным характеристикам), а также в предельных центровках 25.27 по сравнению с таковыми для условий без обледенения.

25.23. Ограничения по распределению загрузки

(a) Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, при которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах распределения нагрузки (например, по размаху крыла), которая может быть случайно превышена, должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.

(b) Ограничения по распределению нагрузки не могут превышать:

(1) Выбранных пределов.

(2) Пределов, при которых доказана прочность конструкции; или

(3) Пределов, при которых показано соответствие каждому применимому летному требованию, изложенному в данном разделе.

25.25. Ограничения веса

(а) Максимальные веса. Максимальные веса, соответствующие условиям эксплуатации самолета (стоянка, рутение на земле или воде, взлет, крейсерский полет и посадка), условиям окружающей среды (высота и температура) и условиям загрузки (вес без топлива, положение центра тяжести и распределение веса), должны устанавливаться таким образом, чтобы они не превышали:

(1) Наибольшего веса, выбранного Заявителем для данных условий.

(2) Наибольшего веса, при котором показано соответствие всем применимым требованиям по прочности конструкции и требованиям настоящего раздела.

(3) Наибольшего веса, при котором показано соответствие сертификационным требованиям, приведенным в Части 36 Авиационных правил.

(b) Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором показано соответствие каждому применимому требованию, изложенному в данном разделе) должен устанавливаться таким образом, чтобы он был не менее:

(1) Минимального веса, выбранного Заявителем.

(2) Минимального расчетного веса (наименьшего веса, при котором показано соответствие требованиям прочности конструкции, указанным в разделе С настоящих Норм); или

(3) Минимального веса, при котором показано соответствие каждому применимому требованию настоящего раздела.

25.27. Пределы центровок

Должны устанавливаться предельно передняя и предельно задняя центровки для всех эксплуатационных условий. Предельные центровки не должны выходить за следующие пределы:

(a) Выбранные Заявителем.

(b) При которых доказана прочность конструкции.

25.29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка

(a) Вес пустого самолета и соответствующая ему центровка должны определяться путем взвешивания самолета с учетом:

(1) Закрепленного балласта.

(2) Невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с 25.959.

(3) Полного веса рабочих жидкостей, включая:

(i) масло;

(ii) гидравлическую жидкость; и

(iii) другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, кроме питьевой воды, воды, предварительно заливаемой в туалет, и воды, предназначенной для впрыска в двигатель.

(b) Условия, при которых производится взвешивание пустого самолета, должны быть четко определены и легко воспроизводимы.

25.31. Съемный балласт

Съемный балласт разрешается использовать для демонстрации соответствия самолета летным требованиям, указанным в данном разделе.

25.33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта

(a) Должны быть установлены такие предельные значения частоты вращения и шага воздушного винта, которые могут обеспечить:

(1) Безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации самолета; и

(2) Соответствие требованиям к летным характеристикам, изложенным в параграфах 25.101 - 25.125.

(b) У регулятора постоянных оборотов должен быть предусмотрен ограничитель частоты вращения воздушного винта. Он должен ограничивать максимально возможную регулируемую частоту вращения в минуту.

(c) Средства, используемые для ограничения положения малого шага воздушного винта, должны устанавливаться таким образом, чтобы частота вращения двигателя не превышала большей из двух цифр: 103% от максимально допустимой частоты вращения двигателя или 99% от утвержденного максимального заброса оборотов при:

(1) Лопастях воздушного винта на пределе малого шага и неработающем регуляторе оборотов.

(2) Неподвижном самолете в стандартных атмосферных условиях и отсутствии ветра; и

(3) Двигателях, работающих на пределе максимального взлетного крутящего момента, для турбовинтовых самолетов.

Характеристики

25.101. Общие положения

(a) Если нет других указаний, самолеты должны удовлетворять соответствующим требованиям к летным характеристикам, которые изложены в настоящем разделе, для фактических атмосферных условий и спокойного воздуха.

(b) В том случае, когда на характеристики влияет мощность или тяга двигателя, характеристики определяются при следующих относительных влажностях:

(1) Для самолетов с газотурбинными двигателями:

(i) 80% - при стандартных и более низких температурах;

(ii) 34% - при температурах на 28°С выше стандартных и при более высоких температурах.

В диапазоне между указанными температурами относительная влажность изменяется линейно.

(2) [Зарезервирован].

(c) Характеристики должны соответствовать располагаемой тяге в конкретных атмосферных условиях, конкретных режимах полета и при относительной влажности, указанной в пункте (b) данного параграфа. Располагаемая тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя и не превышать утвержденную мощность или тягу, за вычетом:

(1) Потерь в силовой установке.

(2) Мощности или эквивалентной тяги, потребляемой агрегатами силовой установки и системами в соответствии с конкретными атмосферными условиями и конкретными режимами полета.

(d) Если нет других указаний, Заявитель должен выбрать конфигурации, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(e) Конфигурации самолета могут меняться в зависимости от веса, высоты и температуры. Эти изменения конфигурации самолета должны отвечать требованиям, изложенным в пункте (f) данного параграфа.

(f) Если нет других указаний, в процессе определения дистанций прерванного взлета, траекторий начального набора высоты, взлетных и посадочных дистанций, изменение конфигурации, скорости, мощности и тяги следует производить в порядке, установленном Заявителем для эксплуатационных условий.

(g) Должен быть установлен порядок действий при уходе на второй круг и при прерванной посадке в зависимости от условий, изложенных в 25.119 и 25.121(d).

(h) Процедуры, установленные в соответствии с пунктами (f) и (g) данного параграфа должны:

(1) Быть такими, чтобы они могли соответствующим образом выполняться в эксплуатации членами экипажа средней квалификации.

(2) Предусматривать использование безопасных и надежных методов и устройств.

(3) Учитывать реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

(i) Дистанции прерванного взлета и посадочные дистанции, указанные в 25.109 и 25.125, соответственно, должны быть определены при полном предельном износе в пределах допуска всех тормозных колодок колес.

25.103. Скорость сваливания

(а) Нормируемая скорость сваливания индикаторная земная скорость, назначенная Заявителем. должна быть не менее скорости сваливания с единичной нормальной перегрузкой. Скорость задается формулой

где:

- индикаторная земная скорость, получаемая, когда скорректированный на перегрузку коэффициент подъемной силы достигает первого максимума в ходе маневра, описанного в пункте (с) данного параграфа. Дополнительно, если параметры этого маневра ограничиваются устройством, которое резко создает момент на пикирование при выбранном угле атаки (например, если используется автомат отдачи ручки), то скорость не должна быть ниже скорости, имеющей место в момент срабатывания такого устройства;

- нормальная перегрузка при скорости ;

G - вес самолета;

S - аэродинамическая площадь крыла; и

q - скоростной напор.

(b) определяется при следующих условиях:

(1) Двигатели на режиме малого газа или, если результирующая тяга вызывает заметное снижение скорости сваливания, не более чем на режиме нулевой тяги на скорости сваливания.

(2) Органы управления шагом воздушного винта (если таковые установлены) находятся во взлетном положении.

(3) Другие элементы и части самолета соответствуют различным конфигурациям (положение механизации, положение шасси, отложения льда на различных этапах полета) при испытаниях или в соответствии с требованиями к определению характеристик самолета, где используется ;

(4) Вес самолета равен весу, при котором скорость используется в качестве критерия для определения соответствия характеристик требованиям норм.

(5) Центр тяжести в положении, которому соответствует наибольшая величина нормируемой скорости сваливания.

(6) Самолет сбалансирован для прямолинейного полета на скорости, выбранной Заявителем, но не менее 1,13 и не более 1,3 .

(c) Начиная с установившегося сбалансированного состояния, перемещать рячаг продольного управления для торможения самолета таким образом, чтобы темп уменьшения скорости не превышал 1,85 км/ч за секунду (1 узел в секунду).

(d) В дополнение к требованиям пункта (а) данного параграфа принимается следующее: если установлено устройство, которое резко создает момент на пикирование при выбранном угле атаки (такое, как автомат отдачи ручки), то нормируемая скорость сваливания должна быть на 3,7 км/ч (2 узла) или 2%, в зависимости от того что больше, выше той скорости, при которой срабатывает указанное устройство.

25.105. Взлет

(a) Скорости взлета, указанные в 25.107, дистанция прерванного взлета, указанная в 25.109, траектория взлета, указанная в 25.111, потребная дистанция взлета и потребная дистанция разбега, указанные в 25.113, чистая траектория начального набора высоты, указанная в 25.115, должны определяться для каждой взлетной конфигурации, для всех значений взлетных весов, высот и температур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, выбранных Заявителем:

(1) В условиях полета без обледенения; и

(2) В условиях полета с обледенением, если в конфигурации согласно 25.121(b) с отложением льда типа "Обледенение на взлете", определенным в Приложении С:

(i) скорость сваливания при максимальном взлетном весе превышает соответствующее значение скорости сваливания без обледенения на большую из величин: 5,6 км/ч земной индикаторной скорости или 3% ; либо

(ii) снижение градиента набора высоты, определенного согласно 25.121(b), составляет более чем половину уменьшения градиента набора высоты, применяемого для перехода от полной к чистой траектории начального набора высоты, определенного в 25.115(b).

(i*) Скорость , установленная для условий без обледенения, не обеспечивает маневренные возможности, заданные в пункте 25.143(h) для взлетной конфигурации.

(b) Все взлетные характеристики, указанные в настоящем разделе, должны быть такими, чтобы при их определении не требовались исключительные квалификация и быстрота реакции экипажа.

(1) Для сухопутных самолетов и самолетов-амфибий:

(1) на ровной, сухой, мокрой или покрытой осадками искусственной взлетно-посадочной полосе; и

(ii) на мокрой рифленой или покрытой пористым материалом искусственной взлетно-посадочной полосе (по желанию Заявителя); и

(i*) на ровной грунтовой взлетно-посадочной полосе (по желанию Заявителя).

(2) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий на гладкой водной поверхности; и

(3) Для самолетов с лыжным шасси на ровном сухом снегу.

(d) Взлетные характеристики должны включать в себя следующие эксплуатационные поправки в пределах установленных эксплуатационных ограничений для данного самолета:

(1) Не более 50% от номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в направлении, противоположном направлению взлета, и не менее 150% от номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в направлении взлета.

(2) Эффективный уклон взлетно-посадочной полосы.

25.107. Взлетные скорости

(a) Скорость должна устанавливаться относительно скорости следующим образом:

(1) Скорость - земная индикаторная скорость, на которой предполагается отказ критического двигателя. Скорость должна выбираться Заявителем, но она не должна быть ниже скорости , которая определяется в соответствии с 25.149(е).

(2) Скорость , выраженная в единицах земной индикаторной скорости, является скоростью принятия решения на взлете, которая выбирается Заявителем; однако скорость не должна быть меньше, чем скорость плюс скорость, которая достигается при неработающем критическом двигателе в период между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, определяемым началом первого действия пилота по торможению самолета (например, применение тормозов, уменьшение тяги, выпуск тормозных средств) в ходе испытаний прерванного взлета.

(b) Скорость , выраженная в виде земной индикаторной скорости, не должна быть менее:

(1) 1,13 для:

(i) турбовинтовых самолетов с двумя или тремя двигателями; и

(ii) турбореактивных самолетов, которые не имеют средств для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.

(2) 1,08 для:

(i) турбовинтовых самолетов, имеющих более трех двигателей; и

(ii) турбореактивных самолетов, которые имеют средства для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.

(3) 1,1 , установленной в соответствии с 25.149.

(c) Скорость , выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 25.121(b), но эта скорость не должна быть менее:

(1) Скорости ; и

(2) Скорости плюс прирост скорости, получаемый (в соответствии с параграфом 25.111(с)(2), до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета.

(3) Скорости, на которой обеспечиваются маневренные возможности, установленные в 25.143(h).

(d) является земной индикаторной скоростью, на и выше которой самолет может безопасно оторваться от земли и продолжить взлет. Скорости должны выбираться Заявителем для всего диапазона тяговооруженности, на который запрашивается сертификат. Эти скорости могут быть установлены на основе данных без учета влияния земли, если эти данные подтверждаются реальными взлетами.

(e) Скорость , выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться в соответствии с условиями пунктов (е)(1) - (е)(4) данного параграфа:

(1) Скорость не может быть менее:

(i) ;

(ii) 1,05 ;

(iii) скорости (определяемой в соответствии с 25.111(с)(2), которая позволяет получить скорость до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета; или

(iv) скорости, которая при подъеме носового колеса от ВПП с максимальной практически возможной угловой скоростью может привести к скорости по величине не менее чем:

(A) 1,1 при всех работающих двигателях и не менее чем 1,05 , определенной при тягово-оруженности, соответствующей условию с одним неработающим двигателем; или

(B) Если достижение ограничено геометрией самолета (касание ВПП хвостовой частью) - 1,08 при всех работающих двигателях и - 1,04 , определенную при тяговооруженности, соответствующем одному неработающему двигателю.

(2) При доказательстве соответствия требованиям взлета как при одном неработающем двигателе, так и при работе всех двигателей для любого сочетания условий (таких, как вес, конфигурация самолета и др.) должно использоваться единственное значение скорости , полученное в соответствии с данным параграфом.

(3) Должно быть доказано, что при одном неработающем двигателе взлетная дистанция при скорости подъема носового колеса на 9,2 км/ч ниже скорости , установленной в соответствии с пунктами (е)(1) и (е)(2) данного параграфа, не превышает соответствующей взлетной дистанции при одном неработающем двигателе и при установленной скорости . Дистанции взлета должны определяться в соответствии с 25.113(а)(1).

(4) Практически возможные изменения установленных для эксплуатации самолета процедур взлета (таких, как чрезмерный подъем носового колеса и нарушение балансировки) не должны приводить к характеристикам самолета, представляющим опасность, или к заметному увеличению дистанций, установленных в соответствии с 25.113(а).

(f) Скорость является земной индикаторной скоростью, на которой самолет отрывается от земли.

(g) Скорость , выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 25.121(с); но эта скорость не может быть менее:

(1) 1,18 ; и

(2) Скорости, на которой обеспечиваются маневренные возможности, установленные в 25.143(h).

(h) При определении взлетных скоростей , , и для полета в условиях обледенения могут быть использованы значения , и , полученные в испытаниях без обледенения.

25.109. Дистанция прерванного взлета

(а) Дистанция прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе является большей из следующих дистанций:

(1) Суммы дистанций, необходимых для:

(i) разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до точки, где достигается скорость для взлета на сухой полосе;

(ii) разгона самолета от скорости до наибольшей скорости, достигнутой в процессе прерванного взлета, предполагая, что критический двигатель отказал на скорости и пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета на скорости для взлета с сухой полосы; и

(iii) торможения до полной остановки самолета на сухой полосе от скорости, достигнутой в соответствии с пунктом (а)(1)(ii) данного параграфа; плюс

(iv) дистанции, эквивалентной движению самолета в течение 2 с на скорости для взлета с сухой полосы.

(2) Суммы дистанций, необходимых для:

(i) разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до наибольшей скорости, достигнутой в процессе прерванного взлета, предполагая, что пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета на скорости для взлета с сухой полосы; и

(ii) торможения до полной остановки самолета со всеми работающими двигателями на сухой полосе, от скорости, достигнутой в соответствии с пунктом (а)(2)(i) данного параграфа; плюс

(iii) дистанции, эквивалентной движению самолета в течение 2 с на скорости для взлета с сухой полосы.

(b) Дистанция прерванного взлета на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе является большей из следующих дистанций:

(1) Дистанции прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа; или

(2) Дистанции прерванного взлета, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа, с учетом того, что взлетно-посадочная полоса мокрая или покрыта осадками и используются соответствующие скорости и . При определении дистанции прерванного взлета на мокрой или покрытой осадками полосе тормозящая сила от тормозов колес не может превышать:

(i) тормозящую силу от тормозов колес, определенную в соответствии с требованиями 25.101(i) и пункта (a) данного параграфа; и

(ii) силу, определенную по результатам проведенных летных испытаний самолета на мокрой или покрытой осадками полосе или, по желанию Заявителя, являющейся результатом применения коэффициентов трения торможения для мокрых полос, определяемых в соответствии с пунктами (c) или (d) данного параграфа, принимая, что распределение нагрузки между заторможенными и незаторможенными колесами определяется при неблагоприятном положении центра тяжести, одобренном для взлета.

(c) Коэффициент трения торможения самолета на мокрой полосе для ровной мокрой взлетно-посадочной полосы определяется, как график зависимости коэффициента трения от путевой скорости, и должен вычисляться следующим образом:

Давление в шине, атм	Максимальный коэффициент торможения (шины о землю)
3,45		0,851 (V/185) + 0,883
6,9		0,805 (V/185) + 0,804
13,8		0,658 (V/185) + 0,692
20,7		0,611 (V/185) + 0,614

(1) Максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей на мокрой взлетно-посадочной полосе определяется следующим образом:

где:

давление в шине - максимальное эксплуатационное давление в шине, атм;

- максимальный коэффициент торможения шины о землю;

V - истинная путевая скорость самолета, км/ч.

Линейная интерполяция может использоваться для давлений в шинах, отличных от тех, что приведены в таблице.

(2) Максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей для мокрой взлетно-посадочной полосы должен быть скорректирован с учетом эффективности антиюзовой системы на мокрой полосе. Работоспособность антиюзовой системы должна быть продемонстрирована в летных испытаниях на мокрой полосе и ее эффективность должна быть определена. Если эффективность антиюзовой системы не определена количественным анализом результатов летных испытаний на ровной мокрой полосе, то максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей для мокрой взлетно-посадочной полосы, определенный в пункте (c)(1) данного параграфа, должен быть умножен на величину эффективности, связанную с типом антиюзовой системы, установленной на самолете.

Тип антиюзовой системы	Эффективность
Релейный	0,30
Квазимодуляционный	0,50
Полностью модуляционный	0,80

(d) По выбору Заявителя более высокий коэффициент трения торможения для мокрой взлетно-посадочной полосы может быть использован для рифленых поверхностей взлетно_посадочной полосы или для ВПП, покрытых специальным пористым материалом. Коэффициент трения торможения для мокрой полосы для рифленых и пористых взлетно-посадочных полос определяется одним из следующих способов:

(1) 70% коэффициента трения торможения для сухой взлетно-посадочной полосы, используемой для определения дистанции прерванного взлета на сухой полосе; или

(2) Коэффициент торможения для мокрой полосы, определенный в пункте (c) данного параграфа, за исключением того, что эффективность антиюзовой системы (если она определена) соответствует рифленой или покрытой пористым материалом мокрой ВПП, и максимальный коэффициент трения торможения шины о землю для мокрой полосы определен как:

Давление в шине, атм	Максимальный коэффициент торможения (шины о землю)
3,45
6,9
13,8
20,7

где:

давление в шине - максимальное эксплуатационное давление в шине, атм;

- максимальный коэффициент торможения шины о землю;

V - истинная путевая скорость самолета, км/ч.

Линейная интерполяция может использоваться для давлений в шинах, отличных от тех, что приведены в таблице.

(e) За исключением того, что предписано в пункте (f)(1) данного параграфа, при определении дистанции прерванного взлета могут быть использованы средства торможения, отличные от тормозов колес шасси, если эти средства:

(1) Безопасны и надежны;

(2) Использоваться таким образом, что можно ожидать устойчивые результаты в обычных условиях эксплуатации; и

(3) Не требуют от пилота исключительного мастерства управления самолетом.

(f) Эффект влияния реверса тяги:

(1) Не может учитываться как дополнительное средство торможения при определении дистанции прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе; и

(2) Может учитываться как дополнительное средство торможения в соответствии с рекомендуемыми процедурами использования реверса тяги для определения дистанции прерванного взлета на взлетно-посадочной полосе, покрытой осадками, если выполнены требования пункта (e) данного параграфа.

(g) На всем протяжении дистанции прерванного взлета шасси самолета должно быть выпущено.

(h) Если в дистанцию прерванного взлета входит концевая полоса торможения (КПТ) с характеристиками поверхности, значительно отличающимися от характеристик ВПП, то взлетные данные должны включать в себя поправочные эксплуатационные коэффициенты для дистанции прерванного взлета. В поправочных коэффициентах должны учитываться характеристики конкретной концевой полосы торможения и изменение этих характеристик в зависимости от сезонных изменений погоды (таких, как температура, дождь, снег и лед) в пределах установленных эксплуатационных ограничений.

(i) Летные испытания по демонстрации дистанции прерванного взлета с максимальной кинетической энергией торможения должны быть выполнены с тормозами колес самолета, каждое из которых имеет не более чем 10%-ный износ от допустимого диапазона износа тормозов.

25.111. Траектория взлета

(a) Траектория взлета простирается от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 450 м над поверхностью взлета или в которой заканчивается переход от взлетной к маршрутной конфигурации и одновременно достигается скорость , в зависимости от того, какая точка выше. Кроме того:

(1) Определение траектории взлета должно основываться на методах, изложенных в 25.101(f).

(2) Самолет должен разгоняться на земле до скорости , на которой критический двигатель выключается и остается в таком положении до конца взлета.

(3) После достижения скорости самолет должен разгоняться до скорости .

(b) При разгоне до скорости отрыв носовой стойки шасси от земли должен быть выполнен на скорости не менее чем . Уборка шасси может начаться только после отрыва самолета от земли.

(1) Наклон воздушного участка траектории взлета должен быть положительным во всех точках.

(2) Самолет должен разогнаться до скорости до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета и должен продолжать полет на скорости, практически наиболее близкой, но не меньшей, чем скорость до достижения самолетом высоты 120 м над поверхностью взлета.

(3) Во всех точках траектории взлета, начиная от точки, в которой самолет достигает высоты 120 м над поверхностью взлета, располагаемый полный градиент набора высоты должен быть не менее чем:

(i) 1,2% - для самолетов с двумя двигателями;

(ii) 1,5% - для самолетов с тремя двигателями; и

(iii) 1,7% - для самолетов с четырьмя двигателями.

(4) До достижения высоты 120 м над поверхностью взлета конфигурация самолета не должна изменяться, кроме уборки шасси и автоматического флюгирования воздушного винта, и нельзя производить изменений мощности или тяги, требующих действия пилота.

(5) Если по 25.105(а)(2) требуется, чтобы траектория взлета была определена для полета в условиях обледенения, то воздушная часть траектории должна определяться с учетом лобового сопротивления самолета:

(i) с отложением льда "Обледенение на взлете", определенным в Приложении С, от высоты 10,7 м до высоты 120 м над поверхностью взлета; и

(ii) с отложениями льда "Обледенение на конечном участке взлета", определенным в Приложении С, от высоты 120 м над поверхностью взлета до конца траектории взлета.

d) Траектория взлета должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета или методом суммирования участков траектории взлета. Если траектория взлета определяется методом суммирования ее участков, то:

(1) Участки траектории взлета должны быть четко определены и быть связаны с определенными изменениями конфигурации самолета, мощности или тяги и скорости.

(2) Вес самолета, конфигурация и мощность или тяга на каждом участке траектории взлета должны быть постоянными и соответствовать наиболее критическому условию на данном участке траектории.

(3) Траектория полета должна определяться на основе летных характеристик самолета без учета влияния земли.

(4) Данные траектории взлета следует проверять путем неоднократных демонстрационных взлетов до точки, в которой самолет выходит за пределы влияния земли и его скорость стабилизируется, чтобы убедиться, что эта траектория не будет проходить ниже относительно непрерывной траектории.

Самолет считается вышедшим из зоны влияния земли при достижении высоты, равной размаху его крыла.

25.113. Потребная дистанция взлета и потребная дистанция разбега

(а) Потребная дистанция взлета на сухой искусственной взлетно-посадочной полосе и на грунтовой взлетно-посадочной полосе должна быть равна большей из следующих величин:

(1) Расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого в соответствии с 25.111 для сухой взлетно-посадочной полосы; или

(2) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого в соответствии с процедурами, совместимыми с 25.111.

(b) Потребная дистанция взлета на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе должна быть равна большей из следующих величин:

(1) Потребной дистанции взлета на сухой взлетно-посадочной полосе, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа; или

(2) Расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 4,6 м над взлетной поверхностью, которая достигается методом, совместимым с достижением скорости до достижения высоты 10,7 м над взлетной поверхностью, определенной в соответствии с 25.111 для мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосы.

(c) Если дистанция взлета не включает зону, свободную от препятствий, то потребная дистанция разбега равна дистанции взлета. Если дистанция взлета включает зону, свободную от препятствий, то:

(1) Потребная дистанция разбега при взлете на сухой взлетно-посадочной полосе является большей из следующих величин:

(i) расстояния по горизонтали вдоль траектории от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость , и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над поверхностью взлета, определяемого в соответствии с 25.111 на сухой взлетно-посадочной полосе;

(ii) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость Vlof, и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого по методу, совместимому с 25.111.

(2) Потребная дистанция разбега при взлете на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе, является большей из следующих величин:

(i) расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость , и точки, в которой самолет находится на высоте 4,6 м над поверхностью взлета, которая достигается методом, совместимым с достижением скорости до достижения 10,7 м высоты над поверхностью взлета, определенной в соответствии с 25.111 для мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосы; или

(ii) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость , и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого по методу, совместимому с 25.111.

25.115. Траектория начального набора высоты

(a) Траектория начального набора высоты начинается на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью в конце потребной дистанции взлета, определенной в соответствии с 25.113(а) или (b), в зависимости от состояния поверхности взлетно-посадочной полосы.

(b) Данные чистой траектории начального набора высоты должны определяться таким образом, чтобы они представляли полную траекторию набора высоты (определенную в соответствии с 25.111 и пунктом (а) данного параграфа), уменьшенную в каждой точке на градиент набора высоты, равный:

(1) 0,8% - для самолетов с двумя двигателями.

(2) 0,9% - для самолетов с тремя двигателями; и

(3) 1,0% - для самолетов с четырьмя двигателями.

(c) Указанное уменьшение градиента набора высоты может выражаться как эквивалентное уменьшение ускорения на той части траектории взлета, на которой самолет разгоняется в горизонтальном полете.

(а*) Наклон чистой траектории взлета в каждой ее точке не должен быть отрицательным. В ЛР должно быть учтено, что чистая траектория взлета должна проходить не менее чем на 10,7 м выше препятствий.

25.117. Набор высоты. Общие положения

Соответствие требованиям 25.119 и 25.121 должно быть показано при любых весе, высоте и температуре окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для самолета, и при наиболее неблагоприятной центровке при каждой конфигурации.

25.119. Набор высоты в посадочной конфигурации: все двигатели работают

В посадочной конфигурации установившийся градиент набора высоты должен быть не меньше 3,2% при режиме двигателей, обеспечивающих мощность или тягу, достигаемую через 8 секунд после начала перекладки рычагов управления двигателями из положения минимального полетного газа в положение для ухода на второй круг:

(a) В условиях отсутствия обледенения при скорости , определенной согласно 25.125(b)(2)(i); и

(b) В условиях обледенения с отложениями льда "Обледенение при посадке", определенными в Приложении С, со скоростью набора высоты , определяемой в соответствии с 25.125(b)(2)(ii).

25.121. Набор высоты: один двигатель не работает

(a) Взлет: шасси выпущено. При критической взлетной конфигурации, имеющей место на траектории полета (между точкой, в которой самолет достигает скорости , и точкой, в которой шасси полностью убирается), и при конфигурации, указанной в 25.111, но без влияния земли установившийся градиент набора высоты должен быть: для самолетов с двумя двигателями - положительным; для самолетов с тремя двигателями - не менее 0,3%; для самолетов с четырьмя двигателями - 0,5% при и следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой мощности или тяги, при котором в соответствии с 25.111 начинается уборка шасси, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на полетной траектории, но до достижения точки, в которой происходит полная уборки шасси.

(2) Вес равен весу самолета в начале уборки шасси, определяемому в соответствии с 25.111.

(b) Взлет: шасси убрано. При взлетной конфигурации, имеющей место в точке траектории полета, в которой шасси убрано полностью, и в конфигурации, указанной в 25.111, но без учета влияния земли:

(1) Установившийся градиент набора высоты не может быть меньше, чем 2,4% для двухдвигательных, 2,7% для трехдвигательных и 3,0% для четырехдвигательных самолетов при скорости в следующих условиях:

(i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой взлетной мощности или тяги к моменту полной уборки шасси и определяемой в соответствии с 25.111, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на полетной траектории, но до точки достижения высоты 120 м над поверхностью взлета, и

(ii) вес самолета соответствует моменту полной уборки шасси, определенному в соответствии с 25.111.

(2) Требования пункта (b)(1) данного параграфа должны удовлетворяться:

(i) в условиях отсутствия обледенения; и

(ii) в условиях обледенения с отложением льда "Обледенение на взлете", определенным в Приложении С, если для конфигурации в соответствии с 25.121(b):

(A) Скорость сваливания при максимальном взлётном весе превышает скорость сваливания для условий без обледенения на большую из величин - 5,6 км/ч индикаторной земной скорости или 3% ; либо

(B) Ухудшение градиента набора высоты, определённого в соответствии с 25.121(b), составляет больше половины величины уменьшения градиента набора высоты, применяемого для перехода от полной к чистой траектории начального набора высоты, определённого в 25.115(b).

(А*) Скорость , установленная для условий без обледенения, не обеспечивает маневренные возможности, заданные в пункте 25.143(h) для взлетной конфигурации.

В конфигурации для полета по маршруту в конце траектории взлёта, определяемой в соответствии с 25.111:

(1) Установившийся градиент набора высоты не может быть меньше, чем 1,2% для самолетов с двумя двигателями, 1,5% - для самолетов с тремя двигателями и 1,7% для самолетов с четырьмя двигателями на скорости при следующих условиях:

(i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги, и

(ii) вес самолета соответствует весу на конечном участке траектории взлета, определённой в 25.111.

(2) Требования пункта (с)(1) данного параграфа должны удовлетворяться:

(i) в условиях отсутствия обледенения; и

(ii) в условиях обледенения с отложением льда "Обледенение на конечном участке траектории взлета", определенным в Приложении С, в конфигурации в соответствии 25.121(b) если:

(A) Скорость сваливания при максимальном взлётном весе превышает скорость сваливания для условий без обледенения на большую из величин: 5,6 км/ч индикаторной земной скорости или 3% ; либо

(А*) Скорость , установленная для условий без обледенения, не обеспечивает маневренные возможности, заданные в пункте 25.143(h) для конфигурации полета по маршруту.

(d) Заход на посадку. В конфигурации захода на посадку со всеми работающими двигателями, при которой скорость не превышает 110% значения для соответствующей посадочной конфигурации со всеми работающими двигателями:

(1) Установившийся градиент набора высоты не может быть меньше, чем 2,1% для самолетов с двумя двигателями и 2,4% для трехдвигательных и 2,7% для четырехдвигательных самолетов при следующих условиях:

(i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме мощности или тяги, соответствующем уходу на второй круг.

(ii) Вес самолета - максимальный посадочный;

(iii) Скорость набора высоты установлена, исходя из процедур нормальной посадки, но не превышает 1,4

(iv) Шасси убрано.

(2) Должны выполняться требования пункта (d)(1) данного параграфа:

(i) в условиях без обледенения; и

(ii) в условиях обледенения с отложением льда "Обледенение при заходе на посадку", определенным в Приложении С, скорость набора высоты, выбранная для условий без обледенения, может быть использована при условии, что скорость набора высоты в условиях обледенения, вычисленная в соответствии с пунктом (d)(1)(iii) данного параграфа, не превосходит скорость набора высоты для условий без обледенения больше, чем на большую из величин 5,6 км/ч индикаторной земной скорости или 3% .

25.123. Траектория полета по маршруту

(a) В маршрутной конфигурации траектории полета, указанные в пунктах (b) и (с) данного параграфа, должны определяться для любых веса, высоты и температуры окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для данного самолета. В расчете можно учитывать изменение веса по траектории полета за счет расхода топлива и масла работающими двигателями. Траектории полета должны быть определены при значении скорости не менее скорости окончания взлета (), в следующих условиях:

(1) Наиболее неблагоприятная центровка.

(2) Критические двигатели не работают.

(3) Все остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги.

(4) Средства управления воздушным охлаждением двигателей находятся в положении, которое обеспечивает достаточное охлаждение при высоких температурах наружного воздуха.

(b) Данные чистой траектории полета с одним неработающим двигателем должны представлять собой полные характеристики набора высоты, уменьшенные на градиент набора высоты, равный: 1,1% - для самолетов с двумя двигателями; 1,4% - с тремя двигателями и 1,6% - с четырьмя двигателями.

(1) В условиях без обледенения; и

(2) В условиях обледенения с отложением льда "Обледенение при полете по маршруту", определенным в Приложении С, если:

(i) значение скорости 1,18 с отложением льда "Обледенение при полете по маршруту" превышает скорость полета по маршруту, выбранную для условий без обледенения, более, чем на большую из величин 5,6 км/ч индикаторной земной скорости или 3% , либо:

(ii) снижение градиентов набора высоты составляет больше половины от применяемого уменьшения градиента при переходе от полной к чистой траектории, определенного в пункте (b) данного параграфа.

(с) Для самолетов с тремя или четырьмя двигателями данные чистой траектории полета при двух неработающих двигателях должны представлять собой полные характеристики набора высоты, уменьшенные на градиент набора высоты, равный: 0,3% - для самолетов с тремя двигателями и 0,5% - для самолетов с четырьмя двигателями.

(а*) На рекомендованной ЛР высоте горизонтального полета чистый градиент набора высоты, указанный в пунктах (b) и (с) данного параграфа, должен быть положительным.

25.125. Посадка

(a) Расстояние по горизонтали, необходимое для выполнения посадки и полной остановки самолета (или для снижения скорости приблизительно до 5 км/ч при посадке на воду) от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью, должно определяться (для всех стандартных температур, весов, высот и ветра в пределах эксплуатационных ограничений, устанавливаемых Заявителем для данного самолета) следующим образом:

(1) В условиях без обледенения; и

(2) В условиях обледенения с отложением льда "Обледенение при посадке", определенное в Приложении С, если в условиях обледенения превышает в условиях без обледенения больше, чем на 9,3 км/ч индикаторной земной скорости при максимальном посадочном весе.

(b) При определении расстояния, о котором говорится в пункте (а) данного параграфа:

(1) Самолет должен быть в посадочной конфигурации.

(2) Установившийся заход на посадку на земной индикаторной скорости не ниже, чем , должен выдерживаться вплоть до 15 м высоты, при этом:

(i) в условиях без обледенения , не может быть меньше, чем

(A) 1,23 ;

(B) , устанавливаемой по 25.149(f); и

(С) Скорость, которая обеспечивает маневренность в соответствии 25.143(h).

(ii) В условиях обледенения не может быть меньше, чем:

(A) скорости, определенной в пункте (b)(2)(i) данного параграфа;

(B) 1,23 с отложением льда "Обледенение при посадке", определенном в соответствии с Приложением С, если такая скорость превышает значение , выбранное в условиях без льда, больше, чем на 9,3 км/ч индикаторной земной скорости; и

(C) скорости, которая обеспечивает маневренность в соответствии 25.143(h) с отложением льда "Обледенение при посадке", определенное в соответствии с Приложением С.

(3) Изменения конфигурации самолета, мощности или тяги и скорости должны производиться в соответствии с установленными для эксплуатации процедурами пилотирования.

(4) Посадка должна выполняться без чрезмерных вертикальных перегрузок, тенденции к козлению, капотированию, неуправляемому развороту на земле или на воде.

(5) Выполнение посадки не должно требовать исключительного мастерства пилотирования или быстроты реакции пилота.

(c) Для сухопутных самолетов и самолетов-амфибий посадочная дистанция на земле должна определяться на ровной, сухой, мокрой и/или покрытой осадками искусственной взлетно-посадочной полосе и, по желанию Заявителя, на грунтовой взлетно-посадочной полосе. Кроме того, предусматривается, что:

(1) Давления в тормозных системах не могут превышать величин, установленных изготовителем тормозов.

(2) Применение тормозов не должно приводить к чрезмерному износу тормозов или шин.

(3) Средства, отличные от тормозов колес шасси, могут быть использованы, если они:

(i) безопасны и надежны;

(ii) используются таким образом, чтобы обеспечить устойчивые результаты в эксплуатации; и

(iii) не требуют исключительного мастерства управления самолетом.

(d) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий посадочная дистанция на воде должна определяться на гладкой водной поверхности.

(e) Для самолетов с лыжными шасси посадочная дистанция на снегу должна определяться на ровной сухой снежной поверхности.

(f) Данные посадочной дистанции должны включать в себя поправочные коэффициенты для учета не более 50% составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении, противоположном направлению посадки, и не менее 150% составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении посадки.

(g) Если применяется какое-либо устройство, зависящее от работы двигателя, и если ввиду отказа последнего посадочная дистанция значительно увеличивается, посадочная дистанция должна определяться при неработающем данном двигателе, если применение компенсирующих устройств не обеспечивает посадочной дистанции, не превышающей дистанции при всех работающих двигателях.

25.125А. Потребные посадочные дистанции

(a) Потребная посадочная дистанция для сухих ВПП должна быть не менее:

(1) Посадочной дистанции (см. 25.125) при выполнении посадки со всеми нормально работающими двигателями, умноженной на коэффициент:

(i) 1,67 - для основных аэродромов;

(ii) 1,43 - для запасных аэродромов.

(2) Посадочной дистанции при выполнении посадки с одним отказавшим двигателем.

(b) Потребная посадочная дистанция для покрытых атмосферными осадками ВПП должна быть не менее:

(1) Посадочной дистанции (см. 25.125) при посадке со всеми работающими двигателями и при рассматриваемых состояниях поверхности ВПП, умноженной на коэффициент 1,43.

(2) Потребной посадочной дистанции, определенной по пункту (а)(1)(i) данного параграфа (для основных аэродромов).

(c) Потребная посадочная дистанция для влажных ВПП в случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на влажных ВПП не производилось, должна представлять собой потребную посадочную дистанцию для сухих ВПП, определенную по пункту (а) данного параграфа, умноженную на коэффициент 1,15.

Управляемость и маневренность

25.143. Общие положения

(a) Самолет должен безопасно управляться и выполнять необходимые маневры при:

(1) Взлете.

(2) Наборе высоты.

(3) Горизонтальном полете.

(4) Снижении.

(5) Посадке.

(b) Должен обеспечиваться плавный переход от одного режима полета к другому; при этом не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота, а также не должна возникать опасность превышения эксплуатационных ограничений самолета, указанных в ЛР, во всех возможных эксплуатационных условиях и режимах, включая:

(1) Случай внезапного отказа критического двигателя.

(2) Для самолетов с тремя или более двигателями - случай внезапного отказа второго критического двигателя, когда самолет находится в конфигурации для полета по маршруту, захода на посадку или посадки в сбалансированном полете с неработающим критическим двигателем; и

(3) Изменения конфигурации, включая выпуск и уборку тормозных устройств.

(c) Необходимо показать, что самолет безопасно управляется и способен маневрировать с критическими отложениями льда, соответствующими конкретному этапу полета, которые определены в Приложении С, а также с критическим неработающим двигателем и его воздушным винтом (если применимо) в положении минимального сопротивления:

(1) При минимальном значении для взлета;

(2) В процессе захода на посадку и ухода на второй круг; и

(3) В процессе захода на посадку и посадки.

(d) В таблице, представленной ниже, приведены максимальные усилия на рычагах управления, допустимые в процессе испытаний, требуемых пунктами (а), (b) и (с) данного параграфа для обычных рычагов управления штурвального типа.

Условия приложения усилий на рычагах	Величина усилий на штурвале и педалях при маневре, кгс
Условия приложения усилий на рычагах	по тангажу	по крену	по курсу
Кратковременное усилие:
штурвал (управление двумя руками)	34,0	23,0
штурвал (управление одной рукой)	23,0	11,5
Педали			68,0
Продолжительное усилие	4,5	2,2	9,0

(е) При демонстрации соответствия ограничений кратковременно прилагаемых усилий, указанных в пункте (d) данного параграфа, должны применяться одобренные эксплуатационные процедуры или общепринятая эксплуатационная практика. Самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному на предшествующем режиме установившегося полета. При взлете самолет должен быть сбалансирован в соответствии с одобренными процедурами эксплуатации.

(f) При демонстрации соответствия требованиям ограничений продолжительно действующих сил, указанных в пункте (d) данного параграфа, самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному.

(g) При выполнении маневров на постоянной скорости или постоянном числе M (вплоть до усилия на рычагах продольного управления и градиент усилий на рычаге продольного управления по перегрузке должны быть в приемлемых пределах. Усилия на рычагах продольного управления не должны быть настолько большими, чтобы требовать от пилота чрезмерных усилий при выполнении маневра, и не должны быть настолько малыми, чтобы самолет мог быть легко и непроизвольно выведен на недопустимые перегрузки. Изменение градиента усилий по перегрузке, которое происходит при изменении перегрузки, не должно создавать существенных трудностей при управлении самолетом, а местные градиенты не должны быть настолько малыми, чтобы возникала опасность передозирования отклонения рычагов при управлении самолетом.

(h) При выполнении координированного разворота с постоянной скоростью на передней центровке и прочих параметрах, указанных в таблице, не должно возникать предупреждение о приближении к сваливанию или другие характеристики, мешающие нормальному выполнению маневра.

Конфигурация	Скорость	Угол крена при координированном развороте, градусы	Особенности работы двигателей
Взлетная		30	Несимметрично, с ограничением по весу, высоте и температуре⁽¹⁾
Взлетная⁽²⁾	⁽²⁾	40	Набор высоты, работают все двигатели⁽³⁾
Крейсерский полет		40	Несимметрично, с ограничением по весу, высоте и температуре⁽¹⁾
Посадка		40	Симметрично, угол траектории 3°

------------------------------

⁽¹⁾ Сочетание веса, высоты и температуры, при котором режим тяги или мощности таков, что соблюдаются требования 25.121 по минимальному градиенту набора высоты в данных полетных условиях.

⁽²⁾ Воздушная скорость, установленная для начального этапа набора высоты со всеми работающими двигателями.

⁽³⁾ Режим тяги или мощности такой, при котором в случае отказа критического двигателя и без какого-либо действия экипажа по увеличению тяги или мощности остающихся двигателей, он приводит к тяге или мощности, установленной для взлета на скорости , или к любой меньшей тяге или мощности, которая используется для начального набора высоты со всеми работающими двигателями.

------------------------------

(i) при демонстрации соответствия требованиям 25.143 в условиях обледенения должны соблюдаться следующие условия:

(1) Управляемость должна быть продемонстрирована с отложениями льда, определенными в Приложении С, которые являются наиболее критическими для каждого этапа полета;

(2) Должно быть показано, что толкающие усилия требуются в процессе маневра дачи от себя вплоть до нулевой перегрузки или до наименьшей достигнутой перегрузки, если она ограничена мощностью привода руля высоты или другими конструктивными характеристиками системы управления полетом. Должна быть возможность выхода из данного маневра без превышения тянущих усилий управления в 23 кгс; и

(3) Любые изменения усилий, которые летчик должен применить на ручку в канале тангажа для сохранения скорости при увеличении угла скольжения, должны постоянно увеличиваться без реверса усилий, если не показано, что эти изменения усилий имеют постоянный градиент и легко контролируются без применения пилотом особого мастерства, внимания и усилий.

(j) При полете в условиях обледенения до момента включения противообледенительной системы (ПОС) и ее штатного функционирования применимы следующие рекомендации:

(1) Если включение ПОС зависит от распознавания пилотом образования льда на контрольной поверхности (не только первые признаки обледенения), то требования 25.143 применимы для отложений льда, определенных в Приложении С, часть II(е).

(2) Для других способов включения ПОС соответствие может быть продемонстрировано в полете с отложениями льда, определенными в Приложении С, часть II(е) следующим способом:

(i) самолет управляем при выполнении маневра с возрастанием перегрузки до ; и

(ii) при выполнении маневра с уменьшением перегрузки до не возникает обратной реакции по усилию на рычаге управления.

(k) Боковые ручки управления.

Вместо максимальных усилий управления, приведенных в 25.143(d) для управления по тангажу и крену, а также вместо конкретных требований 25.145(b) и 25.175(d) к усилию управления по тангажу, должно быть показано, что уровни кратковременных и максимально продолжительных усилий на боковой ручке управления приемлемы для всех ожидаемых условий эксплуатации и конфигураций самолета, соответствующих как нормальному полету, так и полету при отказах систем самолета. В летных испытаниях должно быть показано, что турбулентность не вызывает неприемлемые проблемы, связанные с летчиком в контуре управления при выполнении режимов точного выдерживания траектории полета.

(l) Электронные системы управления полетом.

Для электронных систем управления полетом (EFCS), включающих систему ограничения нормальной перегрузки и в случае отсутствия аэродинамического ограничения (способность создания подъемной силы на максимальном угле атаки),

(1) Ограничение положительной нормальной перегрузки не должно быть менее чем:

(i) 2,5 на скоростях вплоть до при функционировании EFCS в нормальном режиме и при убранных средствах механизации крыла. Ограничение положительной нормальной перегрузки может быть постепенно уменьшено до величины 2,25 на скоростях выше ;

(ii) 2,0 при функционировании EFCS в нормальном режиме и при выпущенных средствах механизации крыла.

(2) Ограничение отрицательной нормальной перегрузки должно быть равным или менее чем:

(i) -1,0 при функционировании EFCS в нормальном режиме и при убранных средствах механизации крыла.

(ii) 0 при функционировании EFCS в нормальном режиме и при выпущенных средствах механизации крыла.

Максимально возможная величина положительной перегрузки при полете без крена может быть ограничена характеристиками системы управления полетом или защитой области полета (отличной от ограничения перегрузки), при условии обеспечения:

- требуемые величины легко достижимы при разворотах, и

- при полете без крена реакция самолёта на отклонение органа управления по тангажу на кабрирование оценивается удовлетворительно.

Максимально возможная величина отрицательной перегрузки может быть ограничена характеристиками системы управления полетом или защитой области полета (отличной от ограничения перегрузки), при условии обеспечения:

- при полете без крена реакция самолёта на отклонение органа управления по тангажу на пикирование оценивается удовлетворительно.

- из режима горизонтального полета легко достижима перегрузка 0 или, по крайней мере, изменение наклона траектории 5 градусов в секунду легко достижимо на эксплуатационных скоростях (от до максимальной скорости - 18,5 км/ч. Скорость - наименьшая скорость, на которой экипаж может летать при включенном автомате тяги или автопилоте. Максимальная скорость - 18,5 км/ч предназначена для того, чтобы отразить типичный запас между и крейсерскими скоростями и типичный запас между и стандартной скоростью при выпущенных средствах механизации крыла.

Демонстрация соответствия вышеприведенным требованиям может быть проведена без льда на конструкции самолета.

25.145. Продольное управление

(a) На всех скоростях в диапазоне от балансировочной скорости, предписанной в 25.103(b)(6), и началом сваливания (как определено в 25.201(d)) должна обеспечиваться возможность опустить нос самолета, чтобы быстро разогнаться до упомянутой выбранной балансировочной скорости при следующих условиях:

(1) Самолет сбалансирован на скорости, предписанной в 25.103(b)(6).

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки:

(i) в убранном; и

(ii) в выпущенном положениях.

(4) Двигатели работают на режиме:

(i) полетного малого газа; и

(ii) максимальной продолжительной тяги.

(b) При выпущенном шасси во время демонстрации каждого из следующих маневров не должно требоваться изменение положения рычагов управления балансировкой и создание усилий свыше 23 кгс (которое является максимальным кратковременно прилагаемым усилием, легко развиваемым одной рукой):

(1) При убранном газе, убранных закрылках и при балансировке самолета на скорости 1,3 выпустить с максимальной быстротой закрылки, выдерживая воздушную скорость приблизительно на 30% выше нормируемой скорости сваливания, имеющей место в любой момент на протяжении всего маневра.

(2) Повторить маневр, указанный в пункте (b)(1) данного параграфа, но сначала выпустить закрылки, а затем с максимальной быстротой убрать их.

(3) Повторить маневр, указанный в пункте (b)(2) данного параграфа, но на мощности или тяге двигателей для ухода на второй круг.

(4) С убранным газом и убранными закрылками и при балансировке самолета на скорости 1,3 быстро перевести двигатели на режим тяги или мощности для ухода на второй круг, выдерживая постоянной воздушную скорость.

(5) Повторить описанный в пункте (b)(4) данного параграфа маневр, но с выпущенными закрылками.

(6) С убранным газом, выпущенными закрылками и при балансировке самолета на скорости 1,3 , достичь и выдерживать воздушную скорость в диапазоне от до 1,6 или , в зависимости от того, какая из них меньше.

(c) Пилот, не обладающий исключительно высоким мастерством пилотирования, должен иметь возможность не допускать потери высоты в процессе полной уборки средств механизации крыла из любого положения в установившемся, прямолинейном горизонтальном полете со скоростью 1,08 для самолетов с винтовыми двигателями или 1,13 для самолетов с ТРД при:

(1) Одновременном переводе двигателей на режим мощности или тяги, соответствующий уходу на второй круг;

(2) Выпущенном шасси; и

(3) Критических сочетаниях посадочных весов и высот.

(d) Если предусмотрены фиксированные положения рычага управления средствами механизации крыла, то требования пункта (с) данного параграфа применяются при демонстрации уборки средств механизации крыла из любого положения, начиная от максимального посадочного до первого фиксированного положения, между промежуточными фиксированными положениями и от последнего фиксированного положения до положения полной уборки.

Требования пункта (c) данного параграфа относятся также к уборке механизации крыла из каждого одобренного посадочного положения рычага управления до положения(ний), определяемого(ых) конфигурацией(ями) средств(а) механизации крыла, используемого(ых) при установлении процедуры ухода на второй круг из этого посадочного положения.

Кроме того, первое фиксированное положение рычага управления после посадочного положения должно соответствовать конфигурации средств механизации крыла, используемых при процедуре ухода на второй круг от посадочной конфигурации самолета. Каждое фиксированное положение рычага управления должно требовать отдельного и определенного перемещения рычага управления для прохода через фиксированное положение и должно быть таким, чтобы исключалось непроизвольное перемещение рычага управления через фиксированное положение. Должна быть только одна возможность выполнения такого отдельного и определенного перемещения рычага управления, если рычаг управления достиг своего проходного упора.

(а*) На режимах полета и при конфигурациях самолета, рекомендованных ЛР, при балансировке самолета по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета градиент усилий по перегрузке должен соответствовать устойчивости до перегрузки . При дальнейшем уменьшении перегрузки до или до достижения , установленной ЛР, если , либо до перегрузки, соответствующей полному отклонению штурвала от себя, не допускается изменение знака усилий на рычаге продольного управления.

(b*) Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование.

25.147. Путевая и поперечная управляемость

(a) Путевая управляемость. Общие положения. Должна иметься возможность при нулевом крене совершать разворот в сторону работающего двигателя и безопасно выполнять достаточно резкое изменение курса до 15° в направлении критического неработающего двигателя. Это должно быть показано на скорости 1,3 для изменений курса до 15° (за исключением того, что нет необходимости превышать изменение курса, при котором усилие на педалях руля направления составляет более 68 кгс) при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.

(2) Двигатели работают на режиме, потребном для горизонтального полета со скоростью 1,3 , но не выше максимального продолжительного режима.

(3) Центровка наиболее неблагоприятная.

(4) Шасси убрано.

(5) Закрылки находятся в положении для захода на посадку.

(6) Самолет имеет максимальный посадочный вес.

(b) Путевая управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны отвечать требованиям пункта (а) данного параграфа и кроме того:

(1) Два критических двигателя не работают, а их воздушные винты (если имеются) находятся в положении, создающем минимальное сопротивление.

(2) [Зарезервирован].

(3) Закрылки должны находиться в наиболее благоприятном положении для набора высоты.

(c) Поперечная управляемость. Общие положения. Самолет должен допускать выполнение виражей с креном 20° в сторону неработающего двигателя и в противоположную из режима установившегося полета при скорости 1,4 при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, а его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.

(2) Остальные двигатели работают на максимальном продолжительном режиме.

(3) Центровка наиболее неблагоприятная.

(4) Шасси (i) убрано, и шасси (ii) выпущено.

(5) Закрылки находятся в наиболее благоприятном положении для набора высоты.

(6) Самолет имеет максимальный взлетный вес.

(d) Поперечная управляемость; способность к созданию крена. При неработающем критическом двигателе реакция самолета по крену должна быть достаточной для выполнения обычных маневров. Поперечная управляемость должна быть достаточной при всех скоростях с одним неработающем двигателем для создания угловой скорости крена, обеспечивающей безопасность полета, не требуя чрезмерных усилий или перемещений рычагов управления.

(e) Поперечная управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны выполнять виражи с креном 20° в сторону неработающих двигателей и в противоположную сторону из режима установившегося полета при скорости 1,3 , максимальном продолжительном режиме работы двигателей и конфигурации самолета, указанной в пункте (b) данного параграфа.

(f) Поперечная управляемость: все двигатели работают. При работе всех двигателей реакция самолета по крену должна быть достаточной для выполнения обычных маневров (таких, как вывод из кренов, вызванных порывами ветра) и для начала маневра отворота. Запас поперечного управления при боковом скольжении (вплоть до углов скольжения, которые могут потребоваться в обычных эксплуатационных условиях) должен допускать ограниченное маневрирование и парирование порывов ветра. Поперечная управляемость должна быть достаточной при всех скоростях вплоть до для создания наибольшей угловой скорости крена, обеспечивающей безопасность полета, не требуя от пилота чрезмерных усилий или перемещений рычагов управления.

(а*) Эффективность поперечного управления должна обеспечивать вывод самолета из установившегося разворота с креном 30° и ввод в разворот противоположного направления с креном 30° при отклонении органа управления по крену не более чем на 90°, за время не более 7 с на режимах:

(1) Взлета на скорости со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.

(2) Захода на посадку на скорости со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.

(3) На крейсерских режимах и режимах набора высоты и снижения. В диапазоне скоростей допускается уменьшение эффективности поперечного управления.

(b*) Уменьшение угловой скорости крена в процессе кренения самолета на режимах, указанных в пункте (а*) данного параграфа, при неизменных положениях рычагов управления не должно быть большим, по оценке пилота, и не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания.

(c*) Управляемость самолета и характеристики переходных процессов при отказе критического двигателя и невмешательстве пилота в управление в течение 2 с после отказа должны быть такими, чтобы в процессе парирования отказа исключался выход самолета за эксплуатационные ограничения по углу атаки (перегрузке) и углу скольжения; рекомендуется, чтобы угол крена при этом не превышал 45°. Действия по парированию отказа не должны включать управление двигателем, триммерами и не должны потребовать значительные усилия управления.

Указанное требование должно выполняться (при исходной балансировке самолета в полете со всеми работающими двигателями) на режимах:

(1) Установившегося набора высоты во взлетной конфигурации на взлетном режиме работы двигателей и рекомендованной ЛР скорости для полета со всеми работающими двигателями.

(2) Установившегося набора высоты в конфигурации полета по маршруту на режиме работы двигателей и в диапазоне скоростей, рекомендованных ЛР.

(3) Захода на посадку в посадочной конфигурации на режиме работы двигателей, потребном для снижения с градиентом 5% на скоростях захода на посадку , рекомендованных ЛР.

(4) Ухода на второй круг в конфигурации, предусмотренной для ухода на режиме работы двигателей и на скоростях, рекомендованных ЛР.

25.149. Минимальная эволютивная скорость

(a) При установлении минимальных эволютивных скоростей, требуемых настоящим параграфом, метод, используемый для имитации отказа критического двигателя, должен отображать наиболее критический в отношении управляемости вид отказа силовой установки в отношении управляемости, ожидаемый в эксплуатации.

(b) Скорость является земной индикаторной скоростью, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°.

(1) Двигатели работают на режиме располагаемой максимальной взлетной тяги.

(2) Центровка наиболее неблагоприятная.

(3) Самолет сбалансирован для взлета.

(4) Самолет имеет максимальный взлетный вес на уровне моря (или любой меньший вес, необходимый для демонстрации скорости ).

(5) Конфигурация самолета соответствует наиболее критической взлетной конфигурации, которая имеет место на траектории полета после отрыва самолета от земли, за исключением того, что шасси убрано.

(6) Самолет находится в воздухе и влияние земли не учитывается; и

(7) Если применимо, воздушный винт неработающего двигателя:

(i) авторотирует;

(ii) находится в наиболее вероятном положении для данной конструкции системы управления воздушным винтом; или

(iii) зафлюгирован, если самолет оборудован устройством автоматического флюгирования, приемлемым для показа соответствия требованиям к набору высоты, изложенным в 25.121.

(d) Усилия на педалях, потребные для сохранения управляемости на скорости , не должны превышать 68 кгс, а также не должна возникать необходимость в уменьшении тяги или мощности работающих двигателей.

При восстановлении режима полета самолет не должен занимать какие бы то ни было опасные положения в пространстве или не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота для предотвращения изменения курса более чем на 20°.

(e) (минимальная эволютивная скорость разбега) является земной индикаторной скоростью в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя пилот средней квалификации может сохранять управление самолетом с использованием только руля направления (без использования управления передним колесом шасси) при ограничении усилия величиной 68 кгс и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положению для обеспечения безопасного продолжения взлета. При определении скорости , допуская, что траектория движения самолета, разгоняющегося со всеми работающими двигателями, проходит вдоль осевой линии ВПП, траектория движения самолета от точки отказа критического двигателя до точки, в которой завершается возвращение на направление, параллельное осевой линии, не должна отклоняться в любой точке более чем на 10 м от осевой линии ВПП. Скорость должна устанавливаться при следующих условиях:

1) Конфигурация самолета соответствует взлетной конфигурации или (по выбору Заявителя) наиболее критической взлетной конфигурации.

2) Мощность или тяга соответствует максимальной располагаемой взлетной мощности или тяге работающих двигателей.

3) Центровка наиболее неблагоприятная.

4) Самолет сбалансирован для взлета.

5) Вес самолета соответствует наиболее неблагоприятному весу в диапазоне взлетных весов.

(f) (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке со всеми работающими двигателями) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°. Скорость должна быть установлена при следующих условиях:

(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации для захода на посадку и посадки или (по выбору Заявителя для каждой конфигурации) со всеми работающими двигателями.

(2) Центровка наиболее неблагоприятная.

(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку со всеми работающими двигателями.

(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.

(5) Воздушный винт неработающего двигателя для самолетов с воздушными винтами находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3°; и

(6) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) соответствует(ют) режиму для ухода на второй круг.

(g) Для самолетов с тремя и более двигателями скорость (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке с одним неработающим критическим двигателем) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа второго критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этими двумя неработающими двигателями и выдерживание режима прямолинейного полета с углом крена не более 5°. Скорость должна устанавливаться при следующих условиях:

(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации или (по выбору Заявителя, каждая конфигурация) для захода на посадку и посадки с одним неработающим критическим двигателем.

(2) Центровка наиболее неблагоприятная.

(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку с неработающим критическим двигателем.

(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.

(5) Для самолетов с воздушными винтами воздушный винт более критического неработающего двигателя находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3° и при этом воздушный винт другого неработающего двигателя во флюгерном положении.

(6) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей), потребная для сохранения траектории захода на посадку с углом снижения в 3° с одним неработающим критическим двигателем; и

(7) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) быстро изменяется сразу после того как отказал второй критический двигатель, от мощности или тяги, предписанной в пункте (g)(6) данного параграфа, до:

(i) минимальной мощности или тяги; и

(ii) мощности или тяги, соответствующей режиму для ухода на второй круг.

(h) При демонстрации скоростей и :

(1) Усилие на педалях не должно превышать 68 кгс.

(2) Самолет не должен иметь опасных характеристик полета или требовать исключительного мастерства, быстроты реакции или физической силы пилота.

(3) Поперечное управление должно быть достаточно эффективным, чтобы создать крен самолета на угол 20° от начального положения установившегося полета, в направлении, необходимом для начала разворота в сторону, противоположную неработающему(им) двигателю(лям), за время не более 5 с; и

(4) Для самолетов с воздушными винтами не должны возникать опасные характеристики полета при любом положении воздушного винта, которое возможно при отказе двигателя, или при любых вероятных последующих перемещениях средств управления воздушным винтом или двигателем.

Балансировка

25.161. Балансировка

(a) Общие положения. После балансировки самолет должен отвечать требованиям к балансировке, указанным в настоящем параграфе, без дальнейшего приложения усилий или перемещений основных рычагов управления или соответствующих рычагов управления балансировкой, осуществляемых пилотом или автоматическими устройствами.

(b) Поперечная и путевая балансировка. Должна обеспечиваться поперечная и путевая балансировка самолета при наиболее неблагоприятном поперечном положении центра тяжести в пределах приемлемых эксплуатационных ограничений при нормальных условиях эксплуатации (включая полет на любой скорости в диапазоне от 1,3 до ).

(1) При наборе высоты на режиме максимальной продолжительной тяги со скоростью не выше 1,3 , с убранным шасси и закрылками в (i) убранном и (ii) во взлетном положениях.

(2) Или при снижении с убранным газом на скорости не выше 1,3 , или при заходе на посадку в нормальном диапазоне посадочных скоростей, соответствующих весу и конфигурации самолета на режиме тяги, обеспечивающей 3° наклона траектории, в зависимости от того что более критично, с выпущенными шасси и закрылками как в убранном, так и в выпущенном положениях, при наиболее неблагоприятном сочетании центровки и веса, утвержденных для посадки, и

(3) Во время горизонтального полета при любой скорости в диапазоне от 1,3 до с убранными шасси и закрылками и в диапазоне от 1,3 до при выпущенном шасси.

(d) Продольная, путевая и поперечная балансировки. Должны обеспечиваться продольная, путевая и поперечная балансировки (при поперечной балансировке угол крена не должен быть больше 5°) на скорости, равной 1,3 при полете с набором высоты, и следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает.

(2) Остальные двигатели работают на режиме максимальной продолжительной тяги.

(3) Шасси и закрылки убраны.

(e) Самолеты с четырьмя и более двигателями. Должна обеспечиваться балансировка самолета с четырьмя и более двигателями в прямолинейном полете при наиболее неблагоприятной центровке и на скорости набора высоты, конфигурации самолета и мощности двигателей, требуемых параграфом 25.123(а) для целей установления траектории полета по маршруту с двумя неработающими двигателями.

Устойчивость

25.171. Общие положения

Самолет должен обладать продольной, путевой и поперечной устойчивостью в соответствии с требованиями, изложенными в параграфах 25.173 - 25.177. Кроме того, достаточная устойчивость и усилия на рычагах управления (статическая устойчивость) требуются в любых условиях, обычно встречающихся в эксплуатации, если летные испытания покажут, что это необходимо для безопасного полета.

25.173. Продольная статическая устойчивость

В условиях, указанных в 25.175, характеристики усилий на рычаге управления рулем высоты (учитывая трение) должны быть следующими:

(а) Для достижения и выдерживания скоростей ниже заданной балансировочной скорости требуются тянущие усилия, а для достижения и выдерживания скоростей выше заданной балансировочной скорости требуются толкающие усилия на рычаге управления. Это должно демонстрироваться на любой достижимой скорости, за исключением скоростей, которые превышают предельные скорости выпуска шасси или закрылков или , в зависимости от того, какая из этих скоростей подходит или меньше минимальной скорости установившегося полета без сваливания.

(b) Скорость полета должна восстанавливаться в пределах 10% исходной балансировочной скорости в условиях набора высоты, захода на посадку и посадки, указанных в 25.175(а), (с) и (d) и в пределах 7,5% исходной балансировочной скорости в условиях крейсерского полета, указанных в 25.175(b), при плавном снятии усилий с рычага управления, начиная с любой скорости в диапазоне, указанном в пункте (а) данного параграфа.

(c) Средний градиент наклона кривой зависимости усилия на рычаге управления от скорости, соответствующей устойчивости, не должен быть менее 0,5 кгс на каждые 10 км/ч.

(d) В диапазоне свободного восстановления скорости, указанном в пункте (b) данного параграфа, допускается, что самолет может, без усилий на рычагах управления, стабилизироваться на скоростях выше или ниже заданных балансировочных скоростей, при условии, что от пилота не требуется особого внимания для восстановления и выдерживания заданных балансировочной скорости и высоты.

(а*) Для самолетов, оборудованных специальными средствами управления, обеспечивающими стабильный характер балансировочных кривых и достаточный, по оценке пилота, положительный градиент усилий на рычаге управления в диапазоне , и , для крейсерской конфигурации, , для конфигураций с выпущенной механизацией и - для случая полета с выпущенным шасси, затрудняющий непреднамеренное превышение ограничений и , допускается, при положительной оценке пилота, нулевой градиент усилий на рычаге управления в диапазоне скоростей от до или , для конфигурации с выпущенной механизацией, или для конфигурации с выпущенным шасси.

25.175. Порядок демонстрации продольной статической устойчивости

Порядок демонстрации продольной статической устойчивости должен быть следующим:

(а) Набор высоты. Кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в диапазоне от 85 до 115% скорости, на которой:

(1) Самолет сбалансирован при:

(i) убранных закрылках;

(ii) убранном шасси;

(iii) максимальном взлетном весе;

(iv) максимальной мощности или тяге, выбранной Заявителем для газотурбинных двигателей в качестве эксплуатационного ограничения при наборе высоты.

(2) Самолет сбалансирован на скорости, обеспечивающей оптимальную скороподъемность, но при условии, что эта скорость не меньше 1,3 .

(b) Крейсерский полет. Порядок демонстрации статической продольной устойчивости в крейсерском полете должен быть следующим:

(1) При убранном шасси на большой скорости кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 , выше или скорости, которые требуют приложения усилия на рычаге управления более 23,0 кгс) при:

(i) убранных закрылках;

(ii) наиболее неблагоприятной центровке (см. 25.27);

(iii) наиболее критическом весе в диапазоне между максимальным взлетным и максимальным посадочным весами;

(iv) максимальной крейсерской тяге для газотурбинных двигателей, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения (см. 25.1521), при условии, что тяга не должна превышать потребную для полета на скорости ;

(v) самолет сбалансирован для горизонтального полета при режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(1)(iv) данного параграфа.

(2) При убранном шасси на малой скорости кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 , выше минимальной скорости приемлемого диапазона скоростей, указанного в пункте (b)(1) данного параграфа, или скорости, требующей приложения усилия на рычаге управления более 23.0 кгс) при:

(i) положении закрылков, центровке и весе, указанном в пункте (b)(1) данного параграфа;

(ii) тяге двигателей, потребной для горизонтального полета на скорости, равной

; и

(iii) балансировке самолета для горизонтального полета на режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(2)(ii) данного параграфа.

(3) При выпущенном шасси кривая зависимостей усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 , выше или скорости, требующей усилия на рычаге управления более 23,0 кгс) при:

(i) положении закрылков, центровке и весе, указанном в пункте (b)(1) данного параграфа;

(ii) максимальной крейсерской тяге для газотурбинных двигателей, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения при условии, что тяга не должна превышать потребную для горизонтального полета на скорости ; и

(iii) балансировке самолета для горизонтального полета на режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(3)(ii) данного параграфа.

(c) Заход на посадку. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в диапазоне между и 1,7 при следующих условиях:

(1) Закрылки находятся в положении для захода на посадку.

(2) Шасси убрано.

(3) Самолет имеет максимальный посадочный вес.

(4) Самолет сбалансирован на скорости 1,3 при тяге двигателей, достаточной для выдерживания горизонтального полета на этой скорости.

(d) Посадка. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости, а усилие на ручке не должно превышать 36,0 кгс при любой скорости в диапазоне от до 1,7 при следующих условиях:

(1) Закрылки находятся в посадочном положении.

(2) Шасси выпущено.

(3) Самолет имеет максимальный посадочный вес.

(4) Самолет сбалансирован на скорости 1,3:

(i) при убранной мощности или тяге; и

(ii) при мощности или тяге, соответствующей горизонтальному полету.

25.177. Статическая боковая устойчивость

(a) Самолет должен обладать статической путевой устойчивостью (демонстрируемой как тенденция к устранению возникшего скольжения при освобожденном управлении в канале руля направления) при выпущенном и убранном шасси и механизации крыла, при симметричной тяге на скоростях от 1,13 до , или , соответственно.

(b) Самолет должен обладать статической поперечной устойчивостью (демонстрируемой как тенденция к подъему наветренного полукрыла при полете со скольжением при освобожденном управлении в канале элеронов) или быть статически нейтральным в поперечном канале при выпущенном и убранном шасси и механизации крыла, при симметричной тяге на любых скоростях полета (исключая скорости выше при выпущенной механизации и при выпущенном шасси), находящихся в следующем диапазоне:

(1) От 1,13 до ,

(2) От , до , допустимо возникновение поперечной статической неустойчивости если она:

(i) развивается постепенно;

(ii) легко распознается пилотом; и

(iii) легко парируется пилотом.

(c) При прямолинейном установившемся боковом скольжении перемещения рычагов управления элеронами и рулем направления и усилия на них должны быть строго пропорциональными углу бокового скольжения и соответствующими устойчивости, а коэффициент пропорциональности должен находиться в пределах, необходимых для безопасной эксплуатации во всем диапазоне углов бокового скольжения, присущих эксплуатации самолета. При больших углах, вплоть до угла, при котором используется полное отклонение педалей руля направления или достигается усилие на педалях 80,0 кгс, не должно быть изменения знака усилий на педалях руля направления, а для увеличения углов бокового скольжения должно требоваться увеличение отклонения педалей руля направления. Соответствие этому пункту должно быть продемонстрировано для всех положений шасси и закрылков и симметричных условий тяги при скоростях от 1,13 до соответственно , или .

(d) Градиенты усилий на педалях руля направления должны удовлетворять требованиям пункта (с) данного параграфа при скоростях между и . В этом диапазоне скоростей допускается поперечная статическая неустойчивость, если неустойчивое движение развивается плавно, легко распознается и парируется пилотом. (Отклонение элеронов, обратное по знаку отклонению руля направления).

(а*) При полете с одним неработающим критическим двигателем указанные в пункте (с) данного параграфа требования должны выполняться в пределах углов скольжения (или крена), полученных при симметричной тяге в диапазоне скоростей, рекомендованных для полета с одним отказавшим двигателем.

25.181. Динамическая устойчивость

(a) Любые короткопериодические колебания, за исключением связанных боковых колебаний, возникающие в диапазоне от 1,13 до максимальной допустимой скорости полета, соответствующих данной конфигурации самолета, должны интенсивно демпфироваться когда основные рычаги управления:

(1) Освобождены; и

(2) Зафиксированы.

(b) Любые связанные боковые колебания (типа "голландский шаг"), возникающие в диапазоне от 1,13 до максимальной допустимой скорости полета, соответствующие данной конфигурации самолета, должны надежно демпфироваться при освобожденных рычагах управления, и должны парироваться обычными действиями основными рычагами управления без необходимости применения исключительного мастерства пилота.

Сваливание

25.201. Демонстрация сваливания

(а) Сваливание должно демонстрироваться в прямолинейном полете самолета и на виражах с креном 30° при:

(1) Убранном газе двигателей; и

(2) Тяге двигателей, потребной для выдерживания горизонтального полета со скоростью 1,5 (где соответствует нормируемой скорости сваливания, когда закрылки находятся в положении для захода на посадку, шасси убрано и самолет имеет максимальный посадочный вес).

(1*) При работе двигателей на номинальном режиме только для самолетов с ТВД.

(2*) При одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном ЛР для высоты полета с одним отказавшим двигателем, только в прямолинейном полете с углом крена не более 5° на работающие двигатели.

(b) Для всех условий, изложенных в пункте (а) данного параграфа, должны удовлетворяться соответствующие требования 25.203 при:

(1) Закрылках, шасси и воздушных тормозных устройствах в любой возможной комбинации их положений, одобренной для эксплуатации.

(2) Репрезентативных весах самолета в пределах диапазона весов, для которого требуется сертификация.

(3) Наиболее неблагоприятной центровке для вывода самолета из сваливания.

(4) Самолет сбалансирован в прямолинейном полете на скорости, предписанной в 25.103(b)(6).

(1) Начиная со скорости полета, превышающей скорость сваливания настолько, чтобы обеспечить возможность уменьшения скорости с постоянным темпом торможения, отклонять рычаг продольного управления таким образом, чтобы величина темпа торможения по скорости не превышала 1,85 км/ч за секунду, вплоть до наступления сваливания.

(2) Кроме того, при сваливании с виража рычаг продольного управления отклонить так, чтобы обеспечить темп торможения до 5,5 км/ч за секунду.

(3) Вывод из сваливания должен выполняться сразу же после наступления сваливания обычно принятым методом.

(d) Самолет считается находящимся в сваливании, если поведение самолета дает пилоту ясный и характерный признак приемлемой природы, что самолет находится в сваливании. Приемлемыми признаками сваливания, проявляющимися отдельно или в комбинации, являются:

(1) Опускание носа самолета, которое невозможно легко парировать.

(2) Бафтинг, величина и интенсивность которого являются сильной и эффективной преградой дальнейшего уменьшения скорости.

(3) Рычаг управления по тангажу достигает своего упора в положении "на себя", и при этом не происходит дальнейшее увеличение угла тангажа при удерживании рычага управления на упоре в течение короткого отрезка времени перед началом вывода из режима.

(1*) Появление крена, которое невозможно легко парировать.

25.203. Характеристики сваливания

(а) До момента наступления сваливания должна обеспечиваться возможность создавать и устранять крен и рыскание прямым действием рычагами управления. При этом ненормальное кабрирование не допускается. Усилия на рычагах продольного управления должны оставаться отрицательными как перед сваливанием, так и в самом сваливании. Кроме того, должна иметься возможность быстро предотвратить наступление сваливания или вывести самолет из сваливания, нормально действуя рычагами управления.

(b) При сваливании из прямолинейного полета без крена угол крена, возникающий между моментом начала сваливания и завершением вывода самолета из сваливания, не должен превышать приблизительно 20°.

(c) При сваливании из виража движение самолета после сваливания не должно быть настолько резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод самолета из сваливания и восстановление управляемости. Максимальный угол крена, который возникает в процессе вывода самолета из сваливания, не должен превышать:

(1) Приблизительно 60° в сторону первоначального разворота или 30° в противоположную сторону - в случае торможения с темпом 1,85 км/ч за секунду; и

(2) Приблизительно 90° в сторону первоначального разворота или 60° в противоположную сторону - в случае торможения с темпом более 1,85 км/ч за секунду.

(а*) При сваливании из прямолинейного полета с несимметричной тягой движение самолета после сваливания не должно быть настолько резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод самолета из сваливания и восстановление управляемости самолета.

(b*) На углах атаки, вплоть до не допускается такое нарушение работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т.п.).

25.207. Предупреждение о приближении сваливания

(a) Во время прямолинейного или криволинейного полета с закрылками и шасси, находящимися в любом обычном положении, пилот должен получать ясное и хорошо различимое предупреждение о приближении сваливания с достаточным запасом времени для предотвращения неожиданного сваливания.

(b) Такое предупреждение может осуществляться характерными изменениями аэродинамических свойств данного самолета или с помощью устройства, которое будет давать четкое предупреждение на всех ожидаемых режимах полета. Однако для этой цели неприемлем визуальный индикатор, который требует внимания со стороны членов экипажа, находящихся в кабине. Если используется устройство предупреждения о сваливании, то следует обеспечить предупреждение при каждой конфигурации самолета, указанной в пункте (а) данного параграфа, при скорости, указанной в пунктах (с) и (d) данного параграфа. За исключением демонстрации соответствия требованиям к запасу по срабатыванию предупреждения о сваливании, предписанной пунктом (h)(3)(ii) данного параграфа, предупреждение о приближении к режиму сваливания для полета с отложениями льда, заданными в Приложении С, должно обеспечиваться тем же самым способом, как и предупреждение о приближении к режиму сваливания для полета в условиях без обледенения.

(c) Если скорость уменьшается с темпом, не превышающим 1,85 км/ч за секунду, то предупреждение о приближении к сваливанию в любой нормальной конфигурации должно начинаться на скорости , превышающей скорость, на которой начинается сваливание в соответствии с 25.201(d), не менее чем на 9,3 км/ч или на 5% индикаторной земной скорости, в зависимости от того, что больше. Начавшись, предупреждение о приближении к сваливанию должно продолжаться до тех пор пока угол атаки не уменьшится приблизительно до той же величины, на которой сигнализация началась.

(d) Дополнительно к требованиям пункта (с) данного параграфа, если скорость уменьшается с темпом, не превышающим 1,85 км/ч за секунду, в прямолинейном полете с двигателями, работающими на режиме малого газа, и при центровке, установленной в 25.103(b)(5), то в любой нормальной конфигурации скорость должна превышать не менее чем на 5,5 км/ч или на 3% индикаторной земной скорости, в зависимости от того, что больше.

(e) В условиях обледенения запас по срабатыванию предупреждения о сваливании в прямолинейном полете и при полете самолета с креном должен быть достаточным, чтобы позволить пилоту предупредить сваливание (как определено в 25.201(d)), начав маневр вывода не ранее, чем через три секунды после срабатывания сигнализации о предупреждения сваливания. Для демонстрации соответствия настоящему параграфу пилот должен выполнить маневр вывода таким же способом, как это выполняется без обледенения. Соответствие этому требованию должно быть продемонстрировано в полете уменьшением скорости с темпом не более 1,85 км/ч, при

(1) Наиболее критическом отложении льда "Обледенение на взлете" либо "Обледенение на конечном участке траектории взлета", определенных в Приложении С, для каждой взлетной конфигурации самолета.

(2) Отложениях льда "Обледенение при полете по маршруту", определенных в Приложении С при конфигурации самолета, соответствующей полету по маршруту.

(3) Отложениях льда "Обледенение при полете в зоне ожидания", определенных в Приложении С при конфигурациях самолета соответствующих полету в зоне ожидания.

(4) "Отложениях льда при заходе на посадку", определенных в Приложении С, для конфигураций самолета применяемых при заходе на посадку;

(5) "Отложениях льда при посадке", определенных в Приложении С для конфигурации самолета при уходе на второй круг.

(f) Запас по срабатыванию предупреждения о сваливании должен быть достаточным, чтобы, начав маневр по выводу из режима не ранее, чем через одну секунду после срабатывания сигнализации предупреждения о сваливании, в медленной спирали со снижением с нормальной перегрузкой не менее предупредить сваливание с отложениями льда и без них, при уменьшении скорости полета с темпом не выше 3,6 км/ч в секунду.

При демонстрации соответствия настоящему параграфу в условиях обледенения, пилот должен выполнить маневр выхода из сваливания полета тем же способом, что и для демонстрации соответствия без обледенения.

Соответствие настоящему требованию должно быть продемонстрировано в полете при:

(1) Выпущенной механизации крыла во всех конфигурациях и при выпущенном шасси.

(2) Самолет сбалансирован в прямолинейном полете при скорости 1,3 ; и

(3) Мощность или тяга двигателей соответствует установившемуся горизонтальному полету со скоростью 1,3 .

(g) Предупреждение о приближении к сваливанию должно быть также обеспечено при любой конфигурации механизации крыла рекомендованной к использованию в полете после отказов систем (включая все конфигурации, используемые в процедурах, установленных ЛР).

(h) Для полета в условиях обледенения до момента включения и начала штатной работы ПОС должны быть выполнены следующие требования с отложениями льда, определенными в соответствии с Приложением С, часть II (е), при этом запас по срабатыванию предупреждения о сваливании в прямолинейном полете и полете с креном должен быть достаточным, чтобы позволить пилоту предотвратить сваливание без проявления каких-либо неблагоприятных характеристик при следующих условиях:

(1) Уменьшение скорости с темпом, не превышающим 1,8 км/ч в секунду.

(2) Пилот выполняет вывод из сваливания тем же способом, что и при отсутствии условий обледенения; и

(3) Вывод из сваливания начинается не ранее чем:

(i) через одну секунду после срабатывания предупреждения о сваливании, при условии что это предупреждение обеспечивается тем же способом, что и для полета в условиях без обледенения; или

(ii) через три секунды после срабатывания предупреждения о сваливании, при условии что это предупреждение обеспечивается другим способом, чем для полета в условиях без обледенения;

(i) При доказательстве соответствия пункту (h) данного параграфа, для случая предупреждения сваливания другим способом по сравнению с предупреждением в условиях без обледенения, соответствие 25.203 должно быть показано, используя демонстрацию, предписанную 25.201, исключая то, что темп торможения по 25.201(с)(2) не требуется демонстрировать.

Характеристики управляемости самолета на земле и воде

25.231. Продольная устойчивость и управляемость

(a) Сухопутные самолеты не должны иметь неконтролируемой тенденции к капотированию во всех ожидаемых условиях эксплуатации, а также при "козлении" на посадке или взлете. Кроме того:

(1) Тормоза колес должны работать плавно и не вызывать тенденции к капотированию.

(2) При наличии хвостового колеса должна обеспечиваться возможность во время разбега по бетону выдерживания любого положения вплоть до горизонтального уровня линии тяги при скорости, равной 75% от .

b) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий должно быть установлено наиболее неблагоприятное состояние водной поверхности, при котором обеспечивается безопасность во время взлета, руления и посадки.

25.233. Путевая устойчивость и управляемость

(а) Самолет не должен иметь тенденцию к неуправляемому развороту на земле при боковом ветре под углом 90° со скоростью до большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 , однако не требуется, чтобы скорость ветра превышала 46 км/ч при любой скорости движения самолета по земле, возможной в эксплуатации. Это может быть продемонстрировано при установлении боковой (под углом 90°) составляющей скорости ветра в соответствии с требованиями 25.237.

(b) Сухопутные самолеты должны удовлетворительно управляться без использования исключительного мастерства пилотирования и быстроты реакции пилота в процессе выполнения посадок с убранным газом при нормальной посадочной скорости, без применения тормозов или изменения режима работы двигателей для поддержания прямолинейной траектории пробега. Это может быть продемонстрировано при посадках с убранным газом, производимых одновременно с проведением других видов испытаний.

(c) Самолет должен иметь соответствующую путевую управляемость при рулении. Это может быть продемонстрировано во время выруливания для взлета одновременно с выполнением других видов испытаний.

(а*) Требования пунктов (а), (b) и (с) данного параграфа должны обеспечиваться при всех состояниях поверхности ВПП, разрешенных для эксплуатации. При этом указанные в пункте (а) данного параграфа величины бокового ветра должны быть продемонстрированы на сухой ВПП. Для других разрешенных для эксплуатации состояниях поверхности ВПП демонстрируемые величины бокового ветра должны соответствовать установленным Заявителем ограничениям.

25.235. Руление

Амортизирующий механизм не должен вызывать повреждения конструкции при рулении самолета по самой неровной поверхности, которая может встретиться в условиях нормальной эксплуатации.

25.237. Скорость ветра

(а) Для сухопутных самолетов и амфибий применимо следующее:

(1) Боковая составляющая скорости ветра (под углом 90°), продемонстрированная для безопасного взлета и посадки, должна быть установлена для сухой ВПП и быть не менее большей из двух величин 37 км/ч или 0,2 , однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.

(2) Боковая составляющая ветра для взлета установленная для условий без обледенения распространяется на условия обледенения.

(3) Боковая составляющая ветра при посадке должна быть установлена для:

(i) условий без обледенения; и

(ii) условий с отложением льда, определенным в Приложении С.

(b) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий применяются следующие положения:

(1) Боковая (под углом 90°) составляющая скорости ветра, до которой обеспечивается безопасность взлета и посадки при всех состояниях водной поверхности, которые возможны в нормальных условиях эксплуатации, должна быть установлена и должна быть не меньше большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 , однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.

(2) Скорость ветра, при которой обеспечивается безопасность руления в любом направлении при всех состояниях водной поверхности, которые возможны в нормальных условиях эксплуатации, должна быть установлена и должна быть не менее большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 , однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.

25.239. Брызгообразование, управляемость и устойчивость самолета на воде

(a) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий при взлете, рулении и посадке в условиях, указанных в пункте (b) данного параграфа, не должно быть:

(1) Брызгообразования, которое могло бы ухудшить обзор пилоту, вызвать повреждение конструкции или попадание внутрь самолета чрезмерного количества воды.

(2) Опасной неуправляемой тенденции к подныриванию, "козлению" или раскачиванию; или

(3) Зарывания в воду опорных поплавков или жабер, концов крыла, лопастей воздушного винта или других частей, которые не рассчитаны на выдерживание возникающих при этом гидравлических нагрузок.

(b) Соответствие требованиям пункта (а) данного параграфа должно быть доказано:

(1) При состояниях водной поверхности от спокойного до самого неблагоприятного, определенных в соответствии с 25.231.

(2) При скоростях ветра и бокового ветра, течениях, волнах и качке, которые возможны при эксплуатации на воде.

(3) При скоростях, которые возможны при эксплуатации на воде.

(4) При внезапном отказе критического двигателя в любой момент при контакте с водной поверхностью.

(5) При всех весах и центровках, соответствующих предусмотренным условиям эксплуатации и загрузки, на которые запрашивается сертификат.

(с) При состояниях водной поверхности, указанных в пункте (b) данного параграфа, и при соответствующем ветре гидросамолет или самолет-амфибия должен быть в состоянии дрейфовать в течение 5 мин с неработающими двигателями и (если это необходимо) с использованием якоря.

Различные летные требования

25.251. Вибрация и бафтинг

(a) Должно быть продемонстрировано в полете, что на самолете отсутствуют любые вибрация и бафтинг, которые препятствовали бы длительному безопасному полету в любых возможных эксплуатационных условиях.

(b) Должно быть продемонстрировано в полете, что на каждой части самолета отсутствуют чрезмерная вибрация на любой скорости полета вплоть до и при любой мощности двигателей. Максимальные продемонстрированные скорости должны быть использованы при установлении эксплуатационных ограничений самолета в соответствии с 25.1505.

(c) За исключением случаев, предусмотренных пунктом (d) данного параграфа, в нормальном полете, включая изменения конфигурации в крейсерском полете, на самолете не должен возникать бафтинг, который был бы достаточно сильным для того, чтобы затруднять управление самолетом, вызывая чрезмерное утомление членов экипажа или повреждение конструкции. Допускается бафтинг в указанных пределах, который сигнализирует о приближении сваливания.

(d) При крейсерской конфигурации в прямолинейном полете с любой скоростью до не допускается ощутимый бафтинг, за исключением бафтинга, который сигнализирует о приближении сваливания.

(e) На самолете, у которого или максимальная крейсерская высота более 7600 м, должны быть определены положительные маневренные перегрузки, при которых возникает ощутимый бафтинг или срабатывает сигнализация о приближении сваливания при крейсерской конфигурации самолета в диапазонах скорости или числа М, веса и высоты, подлежащих сертификации. Огибающие перегрузки, скорости, высоты и веса должны обеспечить достаточный диапазон скоростей и перегрузок для нормальной эксплуатации. Вероятные непреднамеренные превышения ограничений огибающих начала бафтинга (см. 25.207(с)) не должны приводить к опасным последствиям.

(а*) На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту приращение перегрузки при выходе на границу бафтинга или на угол атаки (что наступает раньше) не должно быть менее 0,3.

25.253. Скоростные характеристики

(а) Возрастание скорости и восстановление режима полета. Должно быть доказано соответствие следующим требованиям к характеристикам возрастания скорости и восстановления режима полета:

(1) Эксплуатационные условия и характеристики, которые могут вызвать непреднамеренное увеличение скорости (включая завалы по тангажу и крену), должны быть воспроизведены на самолете, сбалансированном на любой возможной крейсерской скорости вплоть до . Эти условия и характеристики включают завалы от порывов ветра, непреднамеренного перемещения органов управления, малого градиента усилий на рычаге управления относительно величины трения в системе управления, перемещения пассажиров в кабине, выхода в горизонтальный полет из режима набора высоты, а также от снижения с высоты, ограничивающей скорость по числу М, до высоты с ограничением по скорости.

(2) Учитывая время реакции пилота с момента эффективного естественного или искусственного предупреждения о выходе на ограничение по скорости, должно быть продемонстрировано, что самолет может быть приведен к нормальному пространственному положению, а его скорость снижена до без:

(i) чрезмерных усилий или исключительного мастерства пилота;

(ii) превышения величин , или ограничений по прочности конструкции;

(iii) возникновения бафтинга, который мог бы привести к снижению для пилота возможностей считывать показания приборов или управлять самолетом для восстановления режима полета.

(3) Если самолет сбалансирован на любой скорости до , то не должно быть обратной реакции на управляющее воздействие относительно любой оси при любой скорости до . Любая тенденция к изменению тангажа, крена или рысканья должна быть мягкой и легко парируемой обычными методами пилотирования. Если самолет сбалансирован при , не требуется, чтобы наклон кривой зависимости продольного усилия на рычаге управления от скорости был соответствующим устойчивости при скоростях выше , но на всех скоростях вплоть до должно быть толкающее усилие на рычаге управления и не должно быть резкого или чрезмерного уменьшения усилия на рычаге управления при достижении .

(4) Достаточная эффективность управления по крену для обеспечения своевременного вывода из завала по крену должна быть на любых скоростях вплоть до .

(5) При выпуске воздушных тормозов на максимальный угол, возможный при ручном управлении на любой скорости выше , до скорости, на которой при выполнении маневра не будет превышена скорость (для самолета, сбалансированного на скорости ), в полете должно быть продемонстрировано, что не возникает:

(i) чрезмерная положительная перегрузка при условии, что пилот не предпринимает действий по парированию выпуска воздушных тормозов;

(ii) бафтинг, препятствующий пилоту управлять самолетом или считывать показания приборов;

(iii) пикирующий момент, неприемлемый по оценке пилота.

(b) Максимальная скорость для характеристик устойчивости, . Скорость является максимальной скоростью, при которой должны выполняться требования 25.143(g), 25.147(f), 25.175(b)(1), 25.177 от (а) до (с) и 25.181 при убранных закрылках и шасси. Кроме тех случаев, которые упомянуты в 25.253(с), не может быть меньше величины скорости, лежащей посередине между скоростями и , за исключением того, что на высотах, где число М является ограничивающим фактором, величина не обязательно должна превышать число М, при котором возникает эффективное предупреждение о достижении максимальной скорости.

(c) Максимальная скорость для характеристик устойчивости с отложениями льда, определенными в Приложении С, при которой выполняются требования. 25.143(g), 25.147(f), 25.175(b)(1), 25.177 от (а) до (с) и 25.181, эта скорость ниже, чем минимальная из:

(1) 556 км/ч,

(2) ; или

(3) Значение скорости, при котором показано, что планер самолета будет свободен от отложений льда при возросшем скоростном напоре.

25.255. Характеристики самолета при разбалансировке

(а) От начального состояния, когда самолет сбалансирован при крейсерских скоростях полета, вплоть до , самолет должен иметь удовлетворительную устойчивость и управляемость при маневрах с разбалансировкой в направлениях на кабрирование и пикирование, которая является большей из:

(1) Трехсекундного движения системы продольной балансировки при ее нормальном темпе для конкретных условий полета без аэродинамической нагрузки (или эквивалентной разбалансировки для самолетов, которые не имеют привода в системе балансировки) или до ограничительного упора в системе балансировки, включая упоры, требуемые в 25.655(b) для управляемых стабилизаторов; или

(2) Максимальной разбалансировки, которую может создать автопилот при поддержании горизонтального полета на большой крейсерской скорости.

(b) В условиях разбалансировки, оговоренных в пункте (а) данного параграфа, когда нормальная перегрузка изменяется от +1 до положительных и отрицательных значений, оговоренных в пункте

(с) данного параграфа:

(1) Кривая изменения усилий на рычаге продольного управления по перегрузке должна иметь отрицательный наклон при любой скорости полета вплоть до и включая ; и

(2) При скоростях полета между и не должно быть перемены знака усилия на рычаге продольного управления.

(c) За исключением оговоренных в пунктах (d) и (е) данного параграфа случаев, соответствие требованиям пункта (а) данного параграфа должно быть продемонстрировано в полете в диапазоне перегрузок:

(1) от -1 до +2,5; или

(2) от 0 до 2,0 и при экстраполяции приемлемым методом до -1 и +2,5.

(d) Если для показа соответствия используется метод, изложенный в пункте (с)(2) данного параграфа, и в ходе летных испытаний возникают предельно допустимые условия в отношении перемены знака усилия на рычаге продольного управления, то должны быть выполнены летные испытания в диапазоне от нормальной перегрузки, при которой обнаружено возникновение предельно допустимого условия, до применимого предела, указанного в пункте (с)(1) данного параграфа.

(e) В ходе летных испытаний, требуемых пунктом (а) данного параграфа, не требуется превышать эксплуатационные маневренные перегрузки, предписанные в 25.333(b) и 25.337, и маневренные перегрузки, связанные с вероятными непреднамеренными выходами за границы огибающих начала бафтинга, указанные в 25.251(е). Кроме того, скорости входа в режим для демонстраций в летных испытаниях значений нормальной перегрузки менее 1 должны быть ограничены величиной, необходимой для выполнения вывода из маневра без превышения .

(f) В условиях разбалансировки, указанных в пункте (а) настоящего параграфа, для вывода самолета при превышении скорости вплоть до должна иметься возможность создания перегрузки, равной, по крайней мере, 1,5 без превышения усилия на рычаге продольного управления 56,0 кгс, используя или только основное продольное управление, или основное продольное управление и систему балансировки. Если продольная балансировка используется для содействия созданию требуемой перегрузки, то при скорости должно быть показано, что продольная балансировка может приводиться в действие в направлении на кабрирование с основной поверхностью управления, нагруженной до наименьшей из следующих воздействующих на поверхность управления сил в направлении на кабрирование:

(1) Максимальных усилий управления, ожидаемых в эксплуатации и указанных в 25.301 и 25.397.

(2) Усилий управления, потребных для создания перегрузки 1,5.

(3) Усилий управления, соответствующих бафтингу или другим явлениям такой интенсивности, которая является сильной преградой от дальнейшего приложения усилия к ручке основного продольного управления.

<< Раздел А-0 - Общие требования летной годности самолета при отказах функциональных систем		Раздел >> С - Прочность
	Содержание Авиационные правила МАК. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (АП-25) 1994 г.(5-е издание, с учетом...

Раздел В - Полет

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас