Раздел С - Прочность

Общие положения

25.301. Нагрузки

(a) Требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на соответствующие коэффициенты безопасности). Если нет других указаний, под заданными нагрузками подразумеваются эксплуатационные нагрузки.

(b) Если нет других указаний, нагрузки, действующие в воздухе, на земле или на воде, должны быть уравновешены инерционными силами всех частей самолета. Распределение этих нагрузок может быть приближенным (взятым с запасом) или должно точно отражать фактические условия. Методы, применяемые для определения интенсивности и распределения нагрузок, должны быть подтверждены измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяемые методы определения этих нагрузок надежны.

(c) Если деформации конструкции под нагрузкой значительно изменяют распределение внешних или внутренних нагрузок, это перераспределение следует принимать во внимание.

25.302. Взаимодействие систем и конструкции

Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно или в результате отказа или неисправности влияют на характеристики прочности конструкции самолета, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия требованиям разделов С и D.

25.303. Коэффициент безопасности

Если нет других указаний, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На него умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные нагрузки, умножать на коэффициент безопасности не следует, если не указано иное.

25.305. Прочность и деформация

(а) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без появления опасных остаточных деформаций. При всех нагрузках, вплоть до эксплуатационных, деформации конструкции не должны влиять на безопасность эксплуатации.

(b) Конструкция должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение не менее 3 с. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о 3 с не применяется.

Статические испытания, проводимые до расчетной нагрузки, должны включать в себя перемещения и деформации от действия этой нагрузки. Если применяются аналитические методы подтверждения соответствия требованиям прочности под действием расчетной нагрузки, следует показать, что:

(1) Влияние деформации незначительно;

(2) Возникающие деформации полностью учитываются при расчете; или

(3) Применяемые методы и допущения достаточны для учета влияния этих деформаций.

(c) Когда упругость конструкции такова, что возможный в эксплуатации темп приложения нагрузок может вызвать напряжения выше соответствующих этим нагрузкам статических напряжений, должно быть учтено влияние такого темпа приложения нагрузок.

(d) [Зарезервирован].

(e) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать любые вибрации и бафтинг, которые могут возникнуть при любых вероятных в эксплуатации условиях вплоть до скорости , включая сваливание и возможные непреднамеренные выходы за границы огибающей начала бафтинга. Это должно быть показано расчетами, летными испытаниями или другими испытаниями, которые Компетентным органом будут признаны необходимыми.

(f) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать действующие на конструкцию вибрации, если они являются следствием таких повреждений, отказов или нарушений функционирования системы управления самолета, для которых не показана их практическая невероятность. Возникающие при этом нагрузки должны трактоваться в соответствии с требованиями 25.302.

25.307. Доказательства прочности

(а) Соответствие требованиям к прочности и деформациям, приведенным в настоящем разделе, должно быть показано для каждого критического случая нагружения. Подтверждение прочности конструкции только расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт, примененный метод расчета является надежным. В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Эти испытания должны проводиться до расчетных значений нагрузок, если с Компетентным органом не будет согласовано, что в каждом конкретном случае можно испытаниями до меньших нагрузок получить эквивалентное подтверждение достаточной прочности.

(b) [Зарезервирован].

(d) Если для подтверждения соответствия требованиям 25.305(b) используются статические или динамические испытания конструкции, в результаты испытаний следует вводить соответствующие поправочные коэффициенты на материалы, кроме тех случаев, когда испытываемая конструкция или ее части характерны тем, что несколько их элементов обеспечивают прочность конструкции и разрушение одного из них приводит к перераспределению нагрузки по другим элементам.

Полетные нагрузки

25.321. Общие положения

(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение компонента аэродинамической силы, действующего перпендикулярно продольной оси самолета к весу самолета. За положительную перегрузку принимается перегрузка, при которой аэродинамическая сила направлена вверх по отношению к самолету.

(b) Полетные нагрузки, определенные с учетом сжимаемости воздуха при всех скоростях, должны быть рассмотрены:

(1) Во всем диапазоне расчетных высот полета, выбранных Заявителем.

(2) При всех значениях весов: от расчетного минимального веса до расчетного максимального веса, соответствующих каждому отдельному полетному случаю нагружения.

(3) При всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом практически возможном распределении коммерческой нагрузки самолета, весов топлива и масла в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в ЛР.

(c) Должно быть рассмотрено достаточно большое количество точек на и внутри огибающей условий полета с тем, чтобы была уверенность, что получена максимальная нагрузка на каждую часть конструкции самолета.

(d) Основные силы, действующие на самолет, должны быть уравновешены точным или приближенным (в запас прочности) методом. При этом инерционные силы от линейных ускорений должны находиться в равновесии с тягой и всеми аэродинамическими нагрузками, а инерционные моменты от угловых (тангажных) ускорений - с моментами от тяги и от всех аэродинамических нагрузок, включая моменты, обусловленные нагрузками на такие части конструкции, как хвостовое оперение и мотогондолы. Должны быть рассмотрены критические величины тяги в диапазоне от нуля до максимальной продолжительной тяги.

Расчетные условия при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе

25.331. Условия симметричных маневров

(a) Методика. Для расчета маневров, указанных в пунктах (b) и (с) данного параграфа, применяются следующие положения:

(1) В случаях, когда рассматривается резкое отклонение органов управления, расчетная скорость отклонения поверхности управления не должна быть меньше скорости, которую может создать пилот при помощи системы управления.

(2) При определении углов отклонения руля высоты и при распределении нагрузок по хорде в условиях выполнения маневров, указанных в пунктах (b) и (с) данного параграфа, должно быть принято во внимание влияние соответствующих угловых скоростей тангажа. Должны быть рассмотрены как условия сбалансированного полета, так и условия разбалансировки, определенные в 25.255.

(b) Условия установившегося маневра. В предположении, что самолет уравновешен с нулевым угловым ускорением относительно поперечной оси, рассматриваются условия маневра от позиции 1 до 7 на огибающей условий полета при маневрах, приведенной в 25.333(b).

(c) Условия маневра по тангажу. Должны быть исследованы условия, указанные в пунктах (с)(1) и (2) данного параграфа. Движение управляющих поверхностей по тангажу может быть уточнено с учетом ограничений по максимальным усилиям пилота, указанным в 25.397(с), по упорам в системе управления и по любым косвенным эффектам, вызванным ограничениями в выходных характеристиках системы управления (например, ограничения скорости отклонения бустеров).

(1) Максимальное отклонение управляющей поверхности на скорости . Самолет рассматривается на режиме установившегося горизонтального полета [позиция 8 в 25.333(b)] и штурвал (ручка) резко отклоняется с целью создания предельного положительного ускорения тангажа (кабрирования). При определении нагрузки на хвостовое оперение должна быть принята во внимание реакция самолета на отклонение поверхности управления. Не требуется рассматривать нагрузки на самолет, действующие после того, как нормальная перегрузка в центре тяжести достигнет значения, равного положительной эксплуатационной маневренной перегрузке, или нормальная составляющая результирующей нагрузки на оперение достигнет максимума, в зависимости от того, что наступает раньше.

(2) Контролируемый маневр между скоростями и . Должно быть рассмотрено выполнение следующих маневров при отклонении поверхностей управления тангажом. Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой при любой скорости в диапазоне от до . Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки и , при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.

; 1 , но ,

где:

1; и (см. 25.337).

Принимается, что маневры выполняются следующим образом: штурвал (ручка) резко отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, наиболее удаленного от исходного положения, прежде чем возвращается к нему. Зависимость отклонения штурвала (ручки) X по времени может быть представлена в виде:

где:

- амплитуда отклонения штурвала (ручки);

- круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем , где [с], a - расчетная маневренная скорость и V - рассматриваемая скорость; при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.

Как правило, достаточно проанализировать 3/4 периода отклонения, предполагая, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Амплитуда отклонения штурвала (ручки) подбирается так, чтобы максимальное значение перегрузки в центре тяжести самолета достигало величины не менее (по абсолютной величине), чем при начальном отклонении на себя или пш при начальном отклонении от себя, если этому не препятствуют ограничения, указанные выше в пункте (с). Однако, если эти перегрузки не достигаются при максимально возможном с учетом ограничений в системе управления отклонении штурвала (ручки), следует расчеты провести при больших значениях , но фактические значения X устанавливаются с учетом этих ограничений ("усеченная синусоида").

Примечания:

1. Если аэродинамические характеристики самолета имеют существенную нелинейность, величину можно определять путем линеаризации характеристик при параметрах движения, соответствующих установившемуся горизонтальному полету. При этом следует дополнительно рассмотреть маневры при частотах, отличных от "линеаризированной" частоты на с соблюдением указанного ограничения.

2. Величину со следует определять с учетом имеющейся на самолете системы автоматического управления (САУ) как при нормальном ее функционировании, так и при отказном состоянии.

25.333. Огибающая условий полета при маневрах

(a) Общие положения. Соответствие требованиям к прочности должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета при маневрах [диаграмма "V - n" в пункте (b) данного параграфа]. Эта огибающая должна быть также использована при определении эксплуатационных ограничений по прочности в соответствии с 25.1501.

(b) Огибающая условий полета при маневрах

25.335. Расчетные воздушные скорости

Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). Величины скоростей и должны определяться надежным образом.

(a) Расчетная крейсерская скорость . Для скорости принимаются следующие условия:

(1) Минимальная величина должна быть значительно больше , чтобы учесть непредвиденное увеличение скорости, которое может произойти в результате сильной турбулентности атмосферы.

(2) За исключением того, что указано в 25.335(d)(2), не может быть меньше, чем определяется в 25.341(а)(5)(i). Однако не требуется, чтобы превышала максимальную скорость в горизонтальном полете при максимальной продолжительной мощности на соответствующей высоте.

(3) На высотах, где скорость ограничена числом М, скорость также может быть ограничена выбранным числом М.

(b) Расчетная скорость пикирования . Расчетная скорость пикирования должна быть выбрана такой, чтобы было не более 0,8 или такой, чтобы минимальный запас скорости между и был равен наибольшей из величин, определяемых согласно пунктам (b)(1) и (2) данного параграфа.

(1)

(i) Самолеты, не оборудованные системой защиты от превышения скорости: Самолет балансируется на скорости . Самолет переводится в снижение с углом наклона траектории на 7,5° ниже первоначальной на 20 с, затем выводится из пикирования с созданием перегрузки до 1,5 (приращение перегрузки 0,5). Возрастание скорости при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Режим работы двигателей до начала вывода из пикирования выдерживается в соответствии с 25.175(b)(1)(iv); в момент начала вывода из пикирования допускается уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.

(ii) Самолеты, оборудованные системой защиты от превышения скорости: В отличие от (b)(1)(i) возрастание скорости выбирается как большее из:

(А) Самолет сбалансирован на скорости . Самолет переводится в снижение с углом наклона траектории на 7,5° ниже первоначальной. Продольное управление используется полностью для установления и удержания заданной траектории. Через 20 с после достижения новой траектории самолет выводится вручную с перегрузкой до 1,5 (приращение перегрузки 0,5) либо с большой перегрузкой, которая автоматически создается системой защиты при нейтральном положении рычага управления по тангажу. Возрастание скорости при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Режим работы двигателей до начала вывода из пикирования выдерживается в соответствии с 25.175(b)(1)(iv); в момент начала вывода из пикирования допускается уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.

(В) Самолет балансируется в горизонтальном полете на скорости, меньшей . Самолет переводится в снижение с углом наклона на 15° ниже первоначальной траектории (или максимально возможным углом снижения, обеспечиваемым системой защиты от превышения скорости, если он менее 15°) для достижения скорости . Рычаг управления по тангажу может быть установлен в нейтральное положение после достижения и до момента начала вывода из снижения. Вывод из снижения осуществляется через 3 с после срабатывания сигнализации о превышении скорости (по скорости, пространственному положению или др.) с перегрузкой 1,5 (приращение перегрузки 0,5) либо с большой перегрузкой, которая автоматически создается системой защиты при нейтральном положении рычага управления по тангажу, одновременно с уменьшением режима работы двигателей. Допускается использование любых средств торможения самолета, которые доступны для использования до максимальной скорости. Введение в действие каждого из этих средств должно быть последовательно с интервалом не менее 1 с.

(2) Минимальный запас скорости должен быть достаточным на случай изменения атмосферных условий (таких, как горизонтальные порывы, попадание в струйные течения и холодные фронты), а также для учета погрешностей приборов и производственных отклонений в конструкции планера самолета. Эти факторы разрешается рассматривать на вероятностной основе. Однако на высоте, на которой величина ограничена явлениями сжимаемости, этот запас скорости по числу М должен быть не менее 0,07, если только меньший запас не определен рациональным анализом, учитывающим влияние имеющихся на самолете автоматических систем. В любом случае, этот запас не должен быть менее 0,05.

(с) Расчетная маневренная скорость . Для скорости принимаются следующие условия:

(1) Скорость не может быть меньше, чем , где:

n - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка при скорости ;

- скорость сваливания при убранных закрылках.

(2) Скорости и должны быть определены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.

(3) Не требуется, чтобы скорость была больше, чем , или чем скорость, при которой кривая, соответствующая , пересекает линию максимальной эксплуатационной маневренной перегрузки (принимается меньшая из величин).

(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва . Для определения скорости принимаются следующие условия:

(1) Скорость не может быть меньше, чем

, где

- скорость сваливания при убранной механизации и рассматриваемом весе самолета, приведенная к единичной перегрузке при , м/с;

- максимальный коэффициент нормальной силы самолета;

- расчетная индикаторная крейсерская скорость, м/с;

- эффективная индикаторная скорость порыва, определяемая согласно 25.341(а)(5)(i), м/с;

G/S - удельная нагрузка на крыло при рассматриваемом весе самолета, ;

- коэффициент ослабления порыва;

- массовый параметр самолета;

- плотность воздуха, ;

b - средняя геометрическая хорда, м;

g - ускорение свободного падения, м/с²;.

- производная коэффициента нормальной силы самолета по углу атаки, 1/рад.

(2) На высотах, где ограничена числом М:

(i) скорость может быть выбрана так, чтобы обеспечить оптимальный запас относительно границ низко- и высокоскоростного бафтинга; и

(ii) не требуется, чтобы скорость была больше скорости .

(e) Расчетная скорость полета при выпущенной механизации крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы) . Для определения скорости принимаются следующие условия:

(1) Расчетная скорость полета для каждого положения механизации крыла [установленного в соответствии с 25.697(a)] должна быть значительно больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего этапа полета (включая уход на второй круг), чтобы иметь возможность изменять скорость полета и положение механизации крыла.

(2) Скорость не может быть меньше, чем:

(i) 1,6 при взлетном положении механизации и при максимальном взлетном весе самолета;

(ii) 1,8 при механизации, отклоненной для захода на посадку, и при максимальном посадочном весе;

(iii) 1,8 при механизации в посадочном положении и при максимальном посадочном весе.

(3) Если применяется автоматическое управление положением механизации или устройство для ограничения нагрузок, можно принимать величины скоростей и соответствующие положения механизации, обеспечиваемые этим устройством.

(f) Расчетные скорости для тормозных устройств . Выбранная расчетная скорость для каждого тормозного устройства должна быть значительно выше скорости, рекомендованной для эксплуатации устройства, чтобы учесть возможные изменения в регулировке этой скорости. Для тормозных устройств, предназначенных для применения при снижении с большой скоростью, значение не должно быть меньше . Когда применяются автоматические средства управления положением тормозных устройств или ограничения нагрузки на них, должны приниматься в расчет скорости и соответствующие положения тормозного устройства, обеспечиваемые этими автоматическими средствами.

25.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки

(a) За исключением случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы, предполагается, что самолет выполняет симметричные маневры, при которых действуют эксплуатационные маневренные перегрузки, указанные в данном разделе. Следует учитывать угловую скорость тангажа, соответствующую маневрам на кабрирование и установившимся виражам.

(b) Максимальная (положительная) эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до должна быть не меньше, чем , но величина не может быть меньше 2,5 и больше 3,8, где G - максимальный расчетный взлетный вес, кгс.

(c) Минимальная (отрицательная) эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до должна быть по абсолютной величине не меньше 1,0, т.е. .

(d) Меньшие, чем указанные в данном параграфе значения маневренных перегрузок, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.

25.341. Нагрузки от порывов и турбулентности

(a) Расчетные условия дискретного порыва. Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных и боковых порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные нагрузки должны определяться следующим образом:

(1) Нагрузки на каждую часть конструкции должны быть получены из динамического расчета. При расчете следует принять во внимание нестационарные аэродинамические характеристики и все существенные степени свободы самолета, включая его движение как твердого тела.

(2) Форма порыва принимается в виде

для ,

U(s)=0 для s>2H, где

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;

- индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (а)(4) данного параграфа, м/с;

H - длина участка нарастания порыва (расстояние от начала порыва до его максимального значения, измеренное вдоль траектории полета), м.

(3) На каждой из скоростей и следует рассмотреть достаточное число значений градиентных участков порыва H в диапазоне от 9,2 до 106,8 м с тем, чтобы найти критическую реакцию для каждой нагрузки.

(4) Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой:

, где

- эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (а)(5) данного параграфа, м/с;

- коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета и задаваемый в пункте (а)(6) данного параграфа.

(5) Рассматриваются следующие значения эффективных скоростей порывов:

(i) на скоростях полёта между и : на уровне моря положительная и отрицательная эффективная индикаторная скорость порыва равна 17,07 м/с. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно уменьшено от 17,07 м/с на уровне моря до 13,41 м/с на высоте 4572 м. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно еще уменьшено с 13,41 м/с на высоте 4572 м до 6,3 м/с на высоте 18288 м;

(ii) на расчетной скорости : значение эффективной скорости порыва составляет 0,5 от значения, приведенного выше в пункте (а)(5)(i) данного параграфа.

(6) Коэффициент снижения порыва должен линейно увеличиваться с высотой от величины на уровне моря до величины, равной 1,0, на максимальной эксплуатационной высоте (см. 25.1527). На уровне моря коэффициент снижения порыва в зависимости от профиля полета определяется следующим выражением:

, где

;

- отношение максимального посадочного веса к максимальному взлетному весу;

- отношение максимального веса без топлива к максимальному взлетному весу;

- максимальная высота полета, возможная в эксплуатации (см. 25.1527), м.

(7) Если при анализе нагружения учитывается система повышения устойчивости, при определении эксплуатационных нагрузок от действия порывов должны быть учтены все существенные нелинейности в работе системы.

(b) Расчетные условия непрерывной турбулентности. Расчетные условия воздействия непрерывной турбулентности должны быть использованы для определения динамической реакции самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность, если не предлагается более рациональный метод. Динамический анализ должен учитывать нестационарные аэродинамические характеристики и все существенные степени свободы конструкции, включая движения твердого тела.

Эксплуатационные нагрузки должны быть определены в соответствии со следующим:

Должны быть рассмотрены все критические высоты, веса, распределение веса в соответствии с указаниями в 25.321(b) и все критические скорости внутри интервалов, описанных в пункте (b)(3) настояшего параграфа.

(1) За исключением предусмотренного в пунктах (b)(4) и (b)(5) данного параграфа, должно использоваться следующее уравнение:

где:

- эксплуатационная нагрузка;

- нагрузка для условия горизонтального полета с перегрузкой 1,0;

- отношение среднеквадратического значения нагрузки к среднеквадратическому значению скорости турбулентности; и

- эксплуатационная интенсивность турбулентности, выраженная в терминах истинной воздушной скорости, указанная в пункте (b)(3) данного параграфа.

(2) Значения должны быть определены по следующей формуле:

где:

- функция частотной характеристики, определенная динамическим анализом, которая связывает нагрузки в конструкции самолета с атмосферной турбулентностью; и

- нормализованная спектральная плотность энергии порывов атмосферной турбулентности, задаваемая в виде:

где:

- пространственная частота, рад/м (рад/фут);

L - масштаб турбулентности = 762 м (2500 футов).

(3) Величинами эксплуатационных интенсивностей турбулентности, , в м/с (фут/с), выраженными в терминах истинной воздушной скорости, требуемые для соответствия настоящему параграфу, являются:

(i) при скоростях полета самолета между и :

где:

- эффективная интенсивность (истинная скорость порывов) турбулентности, которая изменяется линейно с высотой от 27,43 м/с (90 фут/с TAS) на уровне моря до 24,08 м/с (79 фут/с TAS) на высоте 7315 м (24000 футов) и затем остается постоянной и равной 24,08 м/с (79 фут/с TAS) до высоты 18288 м (60000 футов); и

- коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета, задаваемый в пункте (a) (6) данного параграфа;

(ii) при скорости величина равна 1/2 значений, полученных в соответствии с требованиями пункта (b)(3)(i) данного параграфа;

(iii) при скоростях между и величина определяется линейной интерполяцией;

(iv) на всех скоростях должны быть рассмотрены как положительные, так и отрицательные приращения нагрузок от непрерывной турбулентности.

(4) Если в анализе учтена автоматическая система, влияющая на динамическую реакцию самолета, то влияние нелинейности системы на эксплуатационные нагрузки должно быть принято в расчет реалистичным методом или в запас.

(5) [Зарезервирован].

(с) Дополнительные условия порыва для двигателей, установленных на крыле

Для самолетов, оборудованных двигателями, установленными на крыле, крепления двигателя, пилоны и поддерживающая конструкция крыла, должны быть спроектированы на максимальную реакцию в центре тяжести установки двигателя, полученную из следующих динамических условий порыва, примененных к самолету:

(1) Дискретный порыв, определенный в соответствии с 25.341(a), действующий под любым углом по нормали к траектории полета, и отдельно,

(2) Пара дискретных порывов, один вертикальный и один боковой. Длина каждого из этих порывов должна быть независимо настроена так, чтобы получить максимальную реакцию в соответствия с 25.341(a). Вход самолета в область комбинированного порыва и фазирование вертикальных и боковых составляющих порывов должно быть установлено так, чтобы получить максимальную реакцию на пару порывов. При отсутствии более рационального анализа, должна использоваться следующая формула для каждой из максимальных нагрузок на установку двигателя по всем шести степеням свободы:

где:

- эксплуатационная нагрузка;

- нагрузка для условия горизонтального полета с перегрузкой 1,0;

- максимум приращения реакции нагрузки от вертикального порыва согласно 25.341(a); и

- максимум приращения реакции нагрузки от бокового порыва согласно 25.341(a).

25.343. Расчетные веса топлива и масла

(a) Должны быть рассмотрены все комбинации веса коммерческой загрузки самолета, весов топлива и масла в диапазоне от нулевого до выбранного максимального веса. Разрешается устанавливать резервный остаток топлива не больше, чем на 45 мин полета в условиях эксплуатации, указанных в 25.1001(e) и (f).

(b) Если резервный остаток топлива установлен, то он должен приниматься в качестве минимального веса топлива при доказательстве соответствия требованиям данного раздела к полетным нагрузкам. Кроме того:

(1) Расчет конструкции должен быть произведен без топлива и масла в крыле при эксплуатационных нагрузках, соответствующих:

(i) маневренной перегрузке, равной +2,25;

(ii) расчетным условиям порыва и турбулентности, определенным в 25.341, но при скоростях порывов, равных 85% от значений, заданных в 25.341(а)(4) и 85% интенсивности турбулентности, предписанной в 25.341(b)(3).

(2) При определении усталостных характеристик конструкции необходимо принять во внимание любое увеличение напряжений, полученных при расчетных условиях, указанных в пункте (b) (1) данного параграфа; и

(3) Требования, относящиеся к флаттеру, деформациям и вибрациям, также должны обеспечиваться при нулевом запасе топлива.

25.345. Устройства для увеличения подъемной силы

(а) Если во время взлета, захода на посадку или при посадке используется механизация крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы), для расчета принимается, что на скоростях вплоть до , указанной в 25.335(e), на самолет с механизацией, установленной в соответствующее положение, действуют нагрузки:

(1) При установившемся маневре - соответствующие положительным эксплуатационным перегрузкам вплоть до 2,0 и перегрузке 0 [см. позиции 5, 6, 7 в 25.333(b)].

(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с, направленных нормально траектории горизонтального полета. Нагрузки от порывов, приходящиеся на каждую часть конструкции самолета, должны быть определены рациональным расчетом. В расчете должны быть приняты во внимание нестационарные аэродинамические характеристики и движение самолета как твердого тела. Форма порыва определена в 25.341(а)(2), при этом принимается, что = 7,6 м/с, H = 12,5b, где b - средняя геометрическая хорда крыла, м.

(1*) При контролируемом маневре - в соответствии с 25.331(c)(2) со следующими исходной и предельными перегрузками:

; и .

(b) Самолет должен быть рассчитан при условиях, указанных в пункте (а) данного параграфа, за исключением того, что не требуется, чтобы перегрузка превышала 1,0, с учетом следующих условий, действующих раздельно:

(1) Спутной струи за воздушным винтом и за двигателем (двигателями), соответствующей максимальной продолжительной мощности при расчетной скорости с выпущенной механизацией крыла и взлетной мощности при скорости не менее, чем 1,4 критической скорости сваливания при рассматриваемом положении механизации и соответствующем максимальном весе.

(2) Встречного порыва с индикаторной скоростью 7,6 м/с.

(c) Если механизация крыла применяется в условиях полета по маршруту, принимается, что при механизации, находящейся в соответствующем положении на любой скорости вплоть до скорости полета, разрешенной для этих условий, самолет подвергается симметричным нагрузкам:

(1) От маневра с максимальной (положительной) эксплуатационной перегрузкой, указанной в 25.337(b).

(2) От дискретных вертикальных порывов и турбулентности, указанных в 25.341.

(d) Самолет должен быть рассчитан на нагрузки при установившемся маневре при максимальном взлетном весе с перегрузкой 1,5 и с механизацией крыла в посадочной конфигурации.

25.349. Условия вращения по крену

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки при условиях вращения по крену, указанных в пунктах (а) и (b) данного параграфа. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны уравновешиваться моментом от инерционных сил точным расчетом или расчетом в запас.

(a) Маневр. Рассматриваются условия выполнения маневра при скоростях полета, углах отклонения элеронов и перемещения органов управления креном в кабине пилотов (кроме тех случаев, когда отклонения и перемещения могут быть ограничены усилием пилота или мощностью бустера) в комбинации с нулевой перегрузкой и с перегрузкой, равной 2/3 эксплуатационной маневренной перегрузки, принятой при расчете самолета на прочность. Для самолетов оборудованных электронным управлением, где движение поверхностей управления не имеет прямого отношения к перемещению устройств управления в кабине пилотов, эти условия должны рассматриваться в комбинации с перегрузкой самолета в диапазоне от нуля до двух третьих эксплуатационной маневренной перегрузки, принятой при расчете самолета на прочность. При определении потребных углов отклонения элеронов следует учитывать влияние упругости крыла в соответствии с 25.301(c).

(1) Должно быть исследовано вращение с установившейся скоростью крена. Кроме того, должно быть рассмотрено действие максимального углового ускорения для самолетов, имеющих двигатели или другие сосредоточенные вне фюзеляжа грузы. При вращении с угловым ускорением можно принять, что скорость крена равна нулю, если нет более точных данных об изменении маневра по времени, однако угловое ускорение более 3 не принимается.

(2) При скорости предполагается резкое отклонение элеронов до упора.

(3) При скорости угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не меньше достигнутой при условиях пункта (a)(2) данного параграфа.

(4) При скорости угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не менее 1/3 величины, достигнутой при условиях пункта (a)(2) данного параграфа.

(5) Для самолетов, оборудованных электронным управлением полетом, где перемещение поверхностей управления не имеет прямого отношения к перемещению устройств управления в кабине пилотов, вместо пунктов (а)(2), (а)(3) и (а)(4) данного параграфа, применяется следующее:

(i) при скорости предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов до упора. Положение органа управления по крену в кабине пилотов должно сохраняться до достижения установившейся угловой скорости крена, а затем он резко переводится в нейтральное положение;

(ii) при скорости предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов и удерживаться так, чтобы получить величину угловой скорости крена не менее, чем достигнута в пункте (а)(5)(i) данного параграфа. Возвращение органа управления по крену в кабине пилотов в нейтральное положение начинается сразу по достижении установившейся величины угловой скорости крена;

(iii) при скорости предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов и удерживаться так, чтобы получить величину угловой скорости крена не менее одной трети от полученной в пункте (а)(5)(i) данного параграфа.

Условия, указанные в этом пункте должны быть исследованы без каких-либо корректирующих действий по управлению рысканьем (начатым пилотом или системой) для обеспечения максимального скольжения, и, как отдельное условие, с корректирующими действиями управления рысканьем (начаты пилотом или системой) для наиболее возможного снижения скольжения. Первое условие (при отсутствии всяких корректирующих действий по управлению рысканьем) может быть рассмотрено как отказное состояние по 25.302.

(b) Несимметричные порывы. Предполагается, что самолет, находящийся в горизонтальном полете, подвергается воздействию несимметричных вертикальных порывов. Результирующие эксплуатационные нагрузки должны быть рассчитаны исходя из максимальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных непосредственно по 25.341(а), или из максимальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных косвенным путем по вертикальной перегрузке, рассчитанной по 25.341(а). При этом принимается, что на одну половину крыла действует 100% аэродинамической нагрузки, а на другую - 80%.

(а*) Маневр с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. Рассматривается резкое отклонение элеронов на угол, лимитируемый конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным усилием пилота, при скорости в сочетании с перегрузкой n = 1,5. Должно быть исследовано установившееся и неустановившееся вращение в соответствии с пунктом (a)(1) данного параграфа.

25.351. Условия маневра рыскания

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки, полученные при маневре рыскания в условиях, указанных в пунктах (a), (b) и (d) данного параграфа на скоростях от до . Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны уравновешиваться моментами инерционных сил точным расчетом или расчетом в запас. При расчете нагрузок на оперение скорость рысканья может быть принята равной нулю.

(a) Предполагается, что у самолета, находящегося в режиме установившегося горизонтального полета с нулевым углом скольжения, орган управления рулем направления (педаль) резко отклоняется для получения результирующего отклонения руля направления, ограниченного:

(1) Упорами в проводке управления или на управляющей поверхности.

(2) Максимальным усилием бустера или эксплуатационным усилием пилота 136 кгс на скоростях от до и 91 кгс на скоростях от до с линейным изменением усилия между и .

(b) При отклонении педали, определяемом в пункте (a) данного параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.

(d) При максимальном угле скольжения, определяемом в пункте (b) данного параграфа, принимается, что педаль резко возвращается в нейтральное положение.

Дополнительные условия

25.361. Крутящий момент двигателя и вспомогательной силовой установки (ВСУ)

(а) При установке двигателя:

(1) Подмоторная рама, пилон каждого двигателя и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(i) эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности/тяге и, если применимо, скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% максимальной эксплуатационной нагрузкой (см. позицию 1 в 25.333(b));

(ii) эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности/тяге и, если применимо, скорости воздушного винта, действующий одновременно с максимальной эксплуатационной нагрузкой (см. позицию 1 в 25.333(b)); и

(iii) для турбовинтовых двигателей (в дополнение к условиям пунктов (a)(1)(i) и (ii) данного параграфа) эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, умноженный на коэффициент, учитывающий отказ системы управления воздушным винтом, включая быстрое флю- гирование воздушного винта, действующий одновременно с нагрузками в горизонтальном полете с перегрузкой 1,0. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6.

(2) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте (a)(1) данного параграфа, получается

(i) умножением среднего крутящего момента при заданной мощности/тяге и скорости на коэффициент 1,25 - для турбовинтовых двигателей;

(ii) равным эксплуатационному крутящему моменту двигателя, вызванному максимальным угловым ускорением вращающихся частей двигателя в рассматриваемых случаях - для других турбинных двигателей.

(3) Подмоторные рамы, пилоны и конструкции, поддерживающие их, должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать нагрузки в горизонтальном полете с перегрузкой 1,0 действующие одновременно с эксплуатационным крутящим моментом двигателя, соответствующим следующим случаям, рассматриваемым по отдельности:

(i) внезапным максимальным замедлением вращения двигателя из-за неисправности или других необычных условий; и

(ii) максимальным угловым ускорением вращающихся частей двигателя.

(b) При установке ВСУ:

Подмоторные рамы и конструкции, поддерживающие их, должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать нагрузки в горизонтальном полете с перегрузкой 1,0 действующие одновременно с эксплуатационным крутящим моментом двигателя, соответствующим следующим случаям, рассматриваемым по отдельности:

(1) Внезапным максимальным замедлением вращения вспомогательного двигателя из-за неисправности или других необычных условий; и

(2) Максимальным угловым ускорением вращающихся частей вспомогательного двигателя.

25.362. Нагрузки при отказе двигателя

(а) Для крепления двигателя, пилонов и поддерживающей конструкции планера самолета, должны быть рассмотрены расчетные условия нагружения, состоящие из комбинации нагрузок горизонтального полета с перегрузкой 1,0 с динамическими нагрузками и вибрациями определенными с помощью динамического анализа, возникающими в результате потери лопатки, разрушения вала, подшипника или столкновения с птицей. Любая остаточная деформация при таких расчетных условиях нагружения не должна препятствовать продолжению безопасного полета и посадке.

(b) Расчетные нагрузки, определяемые при условиях, указанных в пункте (а) данного параграфа, должны определяться путем умножения на:

(1) Коэффициент 1,0, когда они применяются к креплению двигателя и пилонам; и

(2) Коэффициент 1,25, когда они применяются к смежной поддерживающей конструкции планера самолета.

25.363. Боковая нагрузка на установки двигателя и ВСУ

(a) Установка каждого двигателя и ВСУ и поддерживающая конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении и равную по крайней мере эксплуатационной перегрузке при полете со скольжением, но не менее 1,33.

(b) Боковая нагрузка, указанная в пункте (а) данного параграфа, может считаться не зависящей от других условий полета.

(а*) При расположении двигателя на крыле боковую нагрузку при направлении ее действия от оси самолета следует брать не менее, чем

где:

- вес двигателя, кгс;

- максимальное значение угловой скорости крена, полученное в соответствии с условиями, заданными в 25.349, рад/с;

r - расстояние в плане от центра тяжести двигателя до продольной оси самолета, м.

(b*) Следует также рассмотреть совместное действие указанной выше боковой нагрузки и нагрузки от веса двигателя.

25.365. Нагружение герметических кабин

Для самолетов с одним или более герметическими отсеками следует иметь в виду, что:

(a) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой предохранительного клапана.

(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете, концентрации напряжений и влияние усталости.

(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.

(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать нагрузки от допускаемого установкой предохранительного клапана максимального перепада давлений, умноженного на коэффициент 1,33 для самолетов, предназначенных для эксплуатации до высот 13700 м, и на 1,67 для самолетов, предназначенных для эксплуатации на высотах более 13700 м, при этом остальные нагрузки не учитываются.

(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части, находящиеся внутри или снаружи герметического отсека, повреждение которых может повлиять на продолжение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстие в любом отсеке вследствие любого из следующих условий:

(1) Проникновение в кабину части конструкции двигателя после разрушения двигателя.

(2) Появление отверстия в любом герметическом отсеке площадью вплоть до , однако, если нет достаточных оснований полагать, что отверстие будет ограничено малым отсеком, этот отсек может быть объединен с соседним герметическим отсеком и они оба могут рассматриваться как один отсек. Площадь отверстия должна вычисляться по следующей формуле:

, где

- максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 ;

- максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендикулярного продольной оси, .

(3) Появление максимального отверстия, образующегося из-за поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они практически невероятны.

(f) При доказательстве соответствия требованиям пункта (e) данного параграфа для определения вероятности разрушения конструкции или проникновения обломков двигателя и вероятных размеров отверстий могут быть рассмотрены характеристики безопасного разрушения конструкции при условии, что также учитывается возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и непреднамеренное открытие дверей. Более того, результирующие нагрузки от перепада давления должны рациональным или надежным способом сочетаться с нагрузками, соответствующими горизонтальному полету, и с любыми нагрузками, возникающими в условиях аварийной разгерметизации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные, однако любые деформации, связанные с этими условиями, не должны препятствовать продолжению безопасного полета и осуществлению посадки. Следует также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.

(g) Перегородки, полы и отсеки герметических кабин для пассажиров и членов экипажа должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (e) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность поломки тех частей самолета, которые могут поранить пассажиров и членов экипажа, находящихся на своих местах.

25.367. Несимметричные нагрузки при отказе двигателя

(а) Самолет должен быть рассчитан на несимметричные нагрузки, возникающие при отказе критического двигателя. Для самолетов с четырьмя и более двигателями, если не показано, что одновременная или последовательная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии самолета является практически невероятной, дополнительно необходимо рассмотреть такой отказ. Расчетные условия в этом случае согласовываются с Компетентным органом.

Самолеты должны быть рассчитаны с учетом вероятных корректирующих действий пилота на органы управления полетом (для турбовинтовых самолетов в сочетании с единичным отказом системы ограничения сопротивления воздушного винта - флюгирования) на следующие условия:

(1) В диапазоне скоростей от до нагрузки, вызванные отказом двигателя из-за прекращения подачи топлива, следует рассматривать как эксплуатационные.

(2) В диапазоне скоростей от до нагрузки, вызванные отсоединением компрессора двигателя от турбины или потерей турбинных лопаток, следует рассматривать как эксплуатационные, однако указанный в 25.303 коэффициент безопасности может быть уменьшен до 1,25.

(3) Характер уменьшения тяги и увеличения сопротивления по времени в результате указанных случаев отказа двигателя следует подтвердить испытаниями или другими данными, применимыми к рассматриваемой комбинации двигатель - воздушный винт.

(4) Характер изменения по времени и величину вероятного корректирующего действия пилота следует определять в запас, учитывая характеристики рассматриваемой комбинации двигатель - воздушный винт - самолет.

(b) Можно считать, что корректирующее действие пилота начинается в момент достижения максимального угла скольжения, но не ранее чем через 2 с после отказа двигателя. Величину корректирующего действия можно определять в соответствии с эксплуатационными усилиями пилота, которые приведены в 25.397(с), за исключением того, что можно брать меньшие усилия, если расчетом или испытаниями доказана достаточность этих усилий для парирования рысканья и крена, возникающих в указанных условиях отказа двигателя.

25.371. Гироскопические нагрузки

Конструкция, к которой крепится двигатель или ВСУ, должна быть рассчитана на нагрузки, включая гироскопические, возникающие в случаях, указанных в 25.331, 25.341, 25.349, 25.351, 25.473, 25.479 и 25.481, при работе двигателя или ВСУ на режиме максимальных оборотов, соответствующих условиям полета. Для соответствия этому параграфу маневр тангажа по 25.331(с)(1) должен выполняться пока не будет достигнута положительная эксплуатационная маневренная перегрузка.

25.373. Устройства для управления скоростью полета

Если устройства для управления скоростью полета (такие, как интерцепторы и тормозные щитки) применяются в крейсерском полете, то:

(a) Самолет должен быть рассчитан на условия симметричных маневров (см. 25.333 и 25.337), условия маневров рыскания (см. 25.351) и условия воздействия вертикальных и боковых порывов и турбулентности (см. 25.341(а) и (b)), при каждой конфигурации и при максимальной скорости полета, связанной с этой конфигурацией; и

(b) Если в этих устройствах предусматривается автоматическое управление или ограничение нагрузки, самолет должен быть рассчитан на условия маневра и действия порыва, которые указаны в пункте (а) данного параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допускаются их механизмами.

Нагрузки на поверхности и систему управления

25.391. Нагрузки на поверхности управления

Общие положения

Поверхности управления должны быть рассчитаны на эксплуатационные нагрузки, возникающие в случаях полета, приведенных в параграфах 25.331, 25.341(a) и (b), 25.349, 25.351, 25.367, и в случаях действия ветра у земли, указанных в параграфе 25.415 с учетом следующих требований:

(a) Для нагрузок, параллельных оси шарниров - см. 25.393.

(b) Для нагрузок от усилий пилота - см. 25.397.

(d) Для несимметричных нагрузок - см. 25.427.

(e) Для нагрузок на вспомогательные аэродинамические поверхности - см. 25.445.

25.393. Нагрузки, параллельные оси шарниров

(a) Поверхности управления и кронштейны крепления шарниров должны быть рассчитаны на инерционные нагрузки, действующие параллельно оси шарниров.

(b) При отсутствии более точных данных инерционные нагрузки можно принять равными , где:

(1) K = 24 - для вертикальных поверхностей;

(2) K = 12 - для горизонтальных поверхностей; и

(3) G - вес отклоняющейся поверхности.

25.395. Система управления

(a) Системы продольного, поперечного и курсового управления и управления торможением и их крепления должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие 125% шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления, определенных при условиях, приведенных в 25.391.

(b) Не требуется, чтобы эксплуатационные нагрузки на систему управления, за исключением нагрузок, возникающих на земле от ветра, превышали нагрузки, которые могут быть созданы пилотом (или пилотами) и автоматическими или силовыми устройствами, действующими в этих системах.

25.397. Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом

(a) Общие требования. Предполагается, что эксплуатационные усилия, которые приведены в пункте (с) данного параграфа, прикладываются пилотом к соответствующим ручкам управления или педалям так, как это бывает в нормальной эксплуатации, и уравновешиваются в узле крепления системы управления к кабанчику поверхности управления.

(b) Нагрузки от усилий пилота. Аэродинамические нагрузки на отклоняющиеся поверхности управления и соответствующие им углы отклонения этих поверхностей не должны превышать нагрузок и углов, которые возникают в полете в результате приложения пилотом усилий, указанных в пункте (с) данного параграфа.

(c) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом. Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом, должны быть следующими:

Органы управления	Эксплуатационные усилия и моменты
Элероны:
ручка управления	45 кгс
штурвал*	36D кгс.м**
Руль высоты:
ручка управления	113 кгс
штурвал (симметрично)	136 кгс
штурвал (несимметрино)***	78 кгс
Руль направления	136 кгс

______________________________

* Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является расчетным, должна быть также рассмотрена на действие одной тангенциальной силы, в 1,25 раза большей каждой из сил пары, вызывающей момент, определенный согласно данной таблице.

** D диаметр штурвала, м.

*** Несимметричная сила прикладывается к одному из обычных мест захвата на штурвале управления.

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

(d) Для самолетов, оборудованных боковыми ручками управления, рассчитанными на передачу усилий одним запястьем, а не всей рукой, максимальные усилия, прикладываемые пилотом должны быть следующими:

(1) Для всех элементов между рукояткой и ее упорами включительно:

Тангаж		Крен
Нос вверх	91 кгс (890 N)	Нос влево	46 кгс (445 N)
Нос вниз	91 кгс (890 N)	Нос вправо	46 кгс (445 N)

(2) Для всех прочих конструктивных элементов боковой ручки, исключая внутренние элементы электрических датчиков, для избежания повреждения в результате заклинивания в полете.

Тангаж		Крен
Нос вверх	57 кгс (556 N)	Нос влево	23 кгс (224 N)
Нос вниз	57 кгс (556 N)	Нос вправо	23 кгс (224 N)

(а*) При наличии в системе управления развязывающих пружинных тяг (РПТ), имеющих гарантированный запас упругого хода, расчетное усилие от РПТ в проводке управления за РПТ принимается как наибольшее из:

- усилия РПТ при ее обжатии, соответствующем перемещению проводки из одного крайнего положения в другое с коэффициентом безопасности 1,5;

- усилия начальной затяжки РПТ с коэффициентом безопасности 2,0.

(b*) Детали управления рулем направления должны быть дополнительно рассчитаны на эксплуатационные нагрузки от одного пилота по 136 кгс, приложенные одновременно на каждую педаль.

(c*) Одновременное действие элеронами и рулями (стабилизатором). Для общих устройств и деталей систем управления, общих кронштейнов и мест их крепления должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузок при управлении:

(1) Рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления.

(2) Рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами.

(3) Рулем направления и элеронами.

Величину этих нагрузок следует принять равной 75% эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения [см. 25.397(c)].

(d*) Дублированные участки проводки управления. Прочность каждой ветви дублированной проводки управления проверяется при приложении усилий, равных 65% от указанных в 25.397(c).

25.399. Двойное управление

(a) Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующие в противоположных направлениях, при этом усилие каждого пилота должно быть не менее 0,75 величин усилий, указанных в 25.397.

(b) Система управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующие в одном направлении. В этом случае усилие каждого пилота должно составлять не менее 0,75 величин усилий, указанных в 25.397.

25.405. Вспомогательная система управления

(а) Вспомогательные системы управления, такие, как управление тормозами колес, интерцепторами, триммерами, двигателями и их крепление должны быть рассчитаны на вероятные максимальные усилия, которые пилот может приложить к органам управления этих систем. Можно использовать следующие данные:

Управление	Эксплуатационные усилия пилота
Различные: рукоятки, штурвалы или рычаги*	кгс (R радиус, см), не менее 22,6 кгс и не более 68 кгс (применительно к любому углу в пределах 20° в плоскости вращения органа управления)
Кручение	153,3
Возвратно поступательное движение	Выбирается Заявителем
* Относится к системам управления механизацией крыла, триммерами, стабилизатором, интерцепторами и шасси.

(а*) Для проверки прочности элементов систем управления двигателем, кранами и другими агрегатами, управляемыми малыми рукоятками, эксплуатационное усилие от руки для этих рукояток берется не менее 20 кгс.

(b*) На каждую тормозную гашетку (на педали) при управлении одним пилотом должна быть приложена эксплуатационная нагрузка 75 кгс. Точка приложения нагрузки - передняя кромка педали. При двойном управлении дополнительно производится проверка прочности при действии двух пилотов, каждый из которых прикладывает 75% указанной выше нагрузки.

25.407. Влияние триммеров

Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует учитывать только тогда, когда нагрузки на поверхности ограничены максимальным усилием пилота. Считается, что триммеры отклонены так, что они облегчают управление самолетом. При этом углы отклонения триммеров:

(a) Для руля высоты должны соответствовать балансировке самолета в любой точке на положительном участке огибающей "V - n", как указано в 25.333(b), за исключением тех случаев, когда триммер дошел до упора.

(b) Для элеронов и руля направления должны соответствовать балансировке самолета для самых тяжелых условий действия несимметричной тяги и несимметричной нагрузки; следует учитывать также соответствующие монтажные допуски.

25.409. Вспомогательные поверхности управления

(а) Триммеры должны быть рассчитаны на нагрузки, возникающие при всех возможных комбинациях углов установки триммеров, положений основных поверхностей управления и скорости полета самолета (достигаемых без превышения условий нагружения в полете, предписанных для самолета в целом), когда эффект от триммеров противодействует усилию пилота, вплоть до величин, приведенных в 25.397(с).

При отсутствии надежных данных эксплуатационная нагрузка на триммер определяется по формуле

где:

q - максимальный скоростной напор, соответствующий скорости , ;

- площадь триммера, .

Принимается, что центр давления аэродинамической нагрузки расположен на 40% хорды триммера от носка, а коэффициент безопасности равен 2,0.

(b) Аэродинамические компенсаторы должны быть рассчитаны на углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей управления.

(c) Сервокомпенсаторы должны быть рассчитаны на все углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей управления от действия максимального усилия пилота при маневре. При этом следует учитывать возможное противодействие триммеров.

25.415. Условия нагружения от действия ветра на земле

(a) Необходимо обеспечить прочность системы управления на нагрузки, возникающие на поверхностях управления от действия ветра при стоянке и рулении с попутным и боковым ветром:

(1) Часть проводки управления, расположенная между упорами у поверхностей управления и органами управления в кабине, должна быть рассчитана на нагрузки, соответствующие эксплуатационным шарнирным моментам , описанным в пункте (a)(2) данного параграфа. Не требуется, чтобы эти нагрузки превышали:

(i) нагрузки, которые определяются эксплуатационными усилиями пилота, указанными в 25.397(c) для каждого пилота в отдельности; или

(ii) 0,75 этих эксплуатационных нагрузок для каждого пилота при приложении нагрузки от обоих пилотов в одном направлении.

(2) Упоры системы управления вблизи поверхностей управления, стопоры системы управления, а также кабанчики поверхностей управления и части системы (если они имеются) между этими упорами, стопорами и кабанчиками должны быть рассчитаны на эксплуатационные шарнирные моменты , определяемые по формуле

где:

- шарнирный момент, кгс м;

V - скорость ветра, 40 м/с;

К - эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента от действия ветра на земле, приведенное в пункте (b) данного параграфа;

b - средняя хорда поверхности управления за осью вращения, м;

S - площадь поверхности управления за осью вращения, .

(b) Эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента К от действия ветра на земле определяется следующим образом:

Поверхность		K	Положение органов управления
(а)	Элерон	0,75	(a)	Колонка управления (штурвал) в среднем положении
(b)	Элерон	*	(b)	Элероны отклонены на максимальный угол
(с)	Руль высоты	*	(с)	Руль высоты отклонен вниз на максимальный угол
(d)	Руль высоты	*	(d)	Руль высоты отклонен вверх на максимальный угол
(e)	Руль направления	0,75	(e)	Руль направления в нейтральном положении
(f)	Руль направления	0,75	(f)	Руль направления отклонен на максимальный угол

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

* Положительное значение К указывает на момент, стремящийся опустить поверхность, а отрицательное значение К на момент, стремящийся поднять поверхность.

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

(а*) При оценке прочности поверхности управления можно принимать, что аэродинамическая нагрузка от действия ветра распределена по поверхности равномерно.

(b*) Дополнительно должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра на следующие поверхности управления:

(1) Стопорение которых осуществляется только с помощью силовых приводов и которые в процессе длительной стоянки из-за полного или частичного отсутствия жидкости в рабочей камере привода могут перемещаться при внешнем воздействии, рассматривается скорость ветра 40 м/с; или

(2) Которые после освобождения от стопорения в процессе руления при отсутствии противодействия пилота обладают свободой перемещения, рассматривается скорость ветра 15 м/с, или скорость ветра, разрешенная ЛР для взлета, посадки и руления, в зависимости от того, что больше.

25.427. Несимметричные нагрузки

(a) При расчете самолета на действие бокового порыва, при маневрах рыскания и вращения по крену следует учитывать несимметричные нагрузки на хвостовое оперение, возникающие из-за спутной струи и аэродинамической интерференции с крылом, вертикальным оперением и другими аэродинамическими поверхностями.

(b) Горизонтальное оперение должно быть рассчитано на следующие условия несимметричного нагружения:

(1) 100% максимальной нагрузки случая симметричного маневра по 25.331 и от вертикального порыва по 25.341(а) и (b) действует раздельно на поверхность по одну сторону от оси симметрии самолета; и

(2) 80% этих нагрузок - по другую сторону.

(c) Если горизонтальное оперение имеет поперечное V более ° или расположено на вертикальном оперении, поверхности оперений и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на указанные в 25.341(а) порывы, действующие в любом направлении под прямым углом к траектории полета.

(d) Должны быть учтены несимметричные нагрузки на хвостовое оперение, возникающие в условиях бафтинга (см. 25.305(е)).

(а*) Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и вертикального оперений во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения в 25.331(b), (с), 25.341(a) и (b), 25.345(а) и для изолированного нагружения вертикального оперения - в 25.341(a) и (b), и 25.351. При этом нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперения следует определять в соответствии с указаниями, приведенными в пунктах (а*)(1) и (а*)(2) данного параграфа, принимая в каждом случае совместного нагружения одинаковые режимы полета (скорость, высота, вес самолета и т.п.) и приводящие к наиболее тяжелым условиям нагружения конструкции самолета.

(1) Нагружение горизонтального оперения:

(i) при установившемся маневре в вертикальной плоскости нагрузки определяются при перегрузке

, где

n - перегрузка рассматриваемого случая при изолированном нагружении;

- перегрузка при совместном нагружении;

(ii) нагрузки при неустановившемся маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения [см. 25.331(c)(2)], но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок ; и :

- при убранной взлетно-посадочной механизации:

; ; ,

но ;

- при выпущенной взлетно-посадочной механизации:

; ; ;

(iii) маневр на скорости [см. 25.331(с)(1)] совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается;

(iv) нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений , равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.341(a)].

(2) Нагружение вертикального оперения:

(i) нагрузки на вертикальное оперение при маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированном случае нагружения [(см. 25.351)], но при этом величина отклонения педали принимается равной 75% ее отклонения в изолированном случае;

(ii) нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений , равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.341(a)];

(iii) нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения допускается принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении, а углы скольжения самолета и отклонения руля направления - 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.

(3) При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует принимать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенным в рассматриваемом случае совместного нагружения. Несимметрию в распределении нагрузки между двумя половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при указанном угле скольжения (75% угла скольжения соответствующего изолированного случая нагружения вертикального оперения).

(b*) При расположении горизонтального оперения на вертикальном следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях нагружения [25.341(a), 25.351], и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Суммарная нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна уравновешивающей нагрузке горизонтального полета. Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.

25.445. Вспомогательные аэродинамические поверхности

(а) Когда взаимное влияние между вспомогательными аэродинамическими поверхностями (например, концевыми поверхностями крыла, разнесенными поверхностями вертикального оперения и т.п.) и несущими поверхностями, на которых они установлены, существенно, это влияние следует учитывать во всех случаях нагружения при маневрах по тангажу, крену и рысканию и при воздействии указанных в 25.341(a) порывов, действующих в любом направлении под прямым углом к траектории полета.

(b) С целью учета несимметричного нагружения, если часть разнесенного вертикального оперения находится выше, а часть - ниже горизонтального, удельная нагрузка на вертикальное оперение (нагрузка на единицу площади), определяемая в соответствии с 25.391, распределяется следующим образом:

(1) 100% - на площадь вертикального оперения, расположенную выше (или ниже) горизонтального оперения;

(2) 80% - на площадь вертикального оперения, расположенную ниже (или выше) горизонтального оперения.

(а*) При отсутствии более надежных данных для доказательства соответствия требованиям 25.445(a) может быть использовано следующее:

(1) При распределении между разнесенными килями суммарных нагрузок на вертикальное оперение, определенных в соответствии с 25.341(a), 25.351 и 25.367, следует принимать, что 65% нагрузки приходится на один (левый или правый) киль и 35% нагрузки - на другой.

(2) Для самолета, имеющего горизонтальное оперение с разнесенным вертикальным оперением, должны быть учтены дополнительные нагрузки, действующие на каждую половину вертикального оперения из-за эффекта концевых шайб.

25.457. Закрылки, предкрылки

Закрылки, предкрылки, их механизмы управления и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть рассчитаны на критические нагрузки, возникающие в условиях, указанных в 25.345, в сочетании с нагрузками, возникающими при их перемещении из одного положения в другое и при изменении скорости полета.

25.459. Специальные устройства

Нагрузки на специальные устройства, имеющие аэродинамические поверхности (например, предкрылки, интерцепторы и т.д.), должны определяться по результатам испытаний.

Наземные нагрузки

25.471. Общие положения

(a) Нагрузки и уравновешивание. Для эксплуатационных наземных нагрузок:

(1) Эксплуатационные наземные нагрузки, определенные в соответствии с настоящим подразделом, следует считать внешними силами, приложенными к конструкции самолета; и

(2) В каждом указанном случае внешние нагрузки должны быть уравновешены инерционными силами и моментами рациональным или надежным способом.

(b) Положения центра тяжести. Положения центра тяжести в диапазоне, указанном в технических требованиях, должны выбираться так, чтобы были получены максимальные расчетные нагрузки в каждом элементе шасси. Должны быть рассмотрены продольные, вертикальные и поперечные изменения положения центра тяжести самолета. Разрешается не учитывать влияние поперечных смещений центра тяжести от продольной оси самолета, в результате которых нагрузки на элементы основного шасси и конструкцию самолета составляют не более 103% нагрузок при симметричном расположении центра тяжести при условии, что:

(1) Поперечные смещения положения центра тяжести обусловлены случайным размещением пассажиров или груза в фюзеляже или случайной несимметричной загрузкой или расходом топлива; и

(2) Предусмотрены соответствующие указания по загрузке произвольно размещаемых грузов в соответствии с 25.1583(c)(2) с тем, чтобы поперечные смещения центра тяжести не выходили за указанные пределы.

(а*) Если предполагается эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах, должны быть установлены максимально допустимые значения расчетных взлетного и посадочного весов, а также минимально допустимое значение прочности грунта, при котором разрешается эксплуатация. Возможно установление нескольких комбинаций расчетного взлетного веса и соответствующей ему прочности грунта в пределах от минимальной до максимальной, в качестве которой принимается = 15 .

Если взлетный и посадочный веса для эксплуатации на грунтовых аэродромах те же, что и для эксплуатации на аэродромах с искусственными покрытиями, анализ прочности может производиться только для условий эксплуатации на грунтовых аэродромах с учетом дополнительных указаний 25.473 и 25.491. Однако, если указанные веса существенно различаются, анализ должен производиться с учетом условий, предусмотренных как для эксплуатации на аэродромах с искусственными покрытиями, так и на грунтовых аэродромах для каждой принятой комбинации расчетного веса и прочности грунта.

25.473. Условия нагружения при посадке и предположения

(a) Для случаев посадки, указанных в параграфах 25.479 - 25.485, предполагается, что самолет касается земли:

(1) В положении, определенном в 25.479 и 25.481.

(2) При расчетном посадочном весе и:

(i) эксплуатационной скорости снижения, задаваемой в 25.473(а*) (условия, определяющие эксплуатационную энергию при расчетном посадочном весе);

(ii) максимальной скорости снижения, равной 1,225 величины, задаваемой в 25.473(а*) (условия, определяющие максимальную энергию при расчетном посадочном весе).

(3) При расчетном взлетном весе и эксплуатационной скорости снижения, равной 0,8 скорости, задаваемой в 25.473(а*) (условия, определяющие эксплуатационную энергию при расчетном взлетном весе).

(4) Предписанные скорости снижения могут быть изменены, если будет показано, что конструктивные особенности самолета делают невозможным достижение таких скоростей.

(b) Может быть принято, что подъемная сила не превышает веса самолета, если только наличие систем или процедур не влияет существенно на подъемную силу.

(1) Динамические характеристики шасси.

(2) Раскрутку колес и упругую отдачу.

(3) Реакцию самолета как твердого тела.

(4) Динамическую реакцию конструкции, если она существенна.

(d) Динамические характеристики шасси, принятые в расчетах посадки при условиях, заданных в 25.473(а), должны быть подтверждены при испытаниях согласно 25.723.

(e) Коэффициент трения между пневматиком и землей может быть определен с учетом скорости проскальзывания и давления в пневматике. Однако не требуется принимать этот коэффициент более 0,8 при поглощении эксплуатационной энергии и более 0,5 при поглощении максимальной энергии. Следует также рассмотреть нагружение самолета при коэффициенте трения, равном нулю.

(а*) Для определения эксплуатационной скорости снижения самолета при расчетном посадочном весе устанавливаются следующие условия:

1) Приведенная вертикальная составляющая скорости самолета во время посадочного удара должна определяться как

, м/с,

где:

- расчетная величина местного встречного уклона взлетно-посадочной полосы в зоне приземления самолета;

- посадочная скорость самолета в момент касания земли основными стойками шасси, принимаемая не менее 1,25 [см. 25.479(а)(1)], м/с;

- вертикальная составляющая скорости самолета в момент касания земли, равная 1,5 м/с.

Допускается определение величины на основании специальных расчетов.

Для аэродромов с искусственным покрытием принимается , а для подготовленных грунтовых взлетно-посадочных полос . По согласованию с Компетентным органом допускается уточнение величины , исходя из предельных характеристик неровностей аэродромов, на которых предполагается эксплуатация самолета.

2) Величину во всех случаях, указанных в пункте (а*) данного параграфа, менее 3,05 м/с принимать не следует.

Примечание.

Для самолетов, у которых величина вертикальной скорости по формуле 25.473(а*)(1) превышает минимальное значение, указанное в 25.473(а*)(2), разрешается принимать м/с. Однако в этом случае должны быть определены дополнительные ограничения по применению самолета на различных аэродромах в зависимости от характеристик неровностей ВПП.

(b*) Для случаев поглощения максимальной энергии [см. 25.473(а)(2)(ii)] при определении расчетных нагрузок допускается принимать пониженный вплоть до 1,0 коэффициент безопасности. Если этот коэффициент принимается меньшим, чем 1,3, должно быть показано объективными данными, что при действии расчетных нагрузок не будут иметь место разрушения конструкции самолета и шасси или такое снижение их прочности, которое может привести к опасным последствиям.

25.477. Расположение шасси

Параграфы 25.479 - 25.485 включительно применяются к самолетам с общепринятым расположением основных и носового шасси или основных и хвостового шасси при обычной эксплуатации.

В 25.485(b) включены дополнительные условия нагружения многостоечного шасси: три основных стойки, одна из них центральная, расположенная в плоскости симметрии самолета.

25.479. Условия горизонтальной посадки

(a) Предполагается, что самолет в горизонтальном положении касается земли с параллельной земле составляющей скорости в пределах от до 1,25V при условиях, указанных в 25.473. При этом:

(1) равна (истинной воздушной скорости) при соответствующем посадочном весе и при стандартных условиях на уровне моря.

(2) равна (истинной воздушной скорости) при соответствующих посадочном весе и высотах в жаркий день с температурой на 23°С выше стандартной.

(3) Необходимо исследовать влияние увеличения посадочных скоростей, если предусматриваются посадки при попутном ветре более 5 м/с. Следует рассмотреть комбинации максимальных лобовых (по и против полета) нагрузок, возникающих при раскрутке колеса, и соответствующих им по времени вертикальных нагрузок, а также комбинацию максимальной вертикальной нагрузки и соответствующей ей по времени лобовой нагрузки.

(b) Для горизонтальной посадки самолета с хвостовым колесом условия, указанные в данном параграфе, рассматриваются при горизонтальном положении продольной оси самолета в соответствии с рис. 2 Приложения A.

(c) Для горизонтальной посадки самолета с носовым колесом (см. рис. 2 Приложения А) условия, указанные в данном параграфе, исследуются при следующих положениях самолета:

(1) Колеса основного шасси касаются земли, а носовое колесо находится в непосредственной близости от земли.

(2) Колеса носового и основного шасси касаются земли одновременно, если такое положение достижимо при заданных скоростях снижения и поступательного движения. Если такое положение недостижимо, следует рассмотреть нагрузки на носовую стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной энергий, определенных в 25.473 и 25.723 соответственно.

(d) В дополнение к условиям нагружения, предписанным в пункте (а) данного параграфа, принимается:

(1) Шасси и конструкция, к которой оно крепится, должно быть рассчитано на максимальную вертикальную нагрузку в сочетании с силой, действующей назад и равной не менее 25% от вертикальной; должно быть также рассмотрено действие только максимальной вертикальной нагрузки.

(2) При посадке со сносом рассматриваются наиболее критические комбинации нагрузок, возникающих в этом случае. Рассматриваются следующие сочетания:

(i) вертикальные нагрузки равны 75% максимальных нагрузок при поглощении эксплуатационной 25.473(а)(2)(i) и максимальной 25.473(а)(2)(ii) энергий, а лобовые и боковые нагрузки принимаются соответственно:

- 40 и 25% от указанных выше вертикальных нагрузок при поглощении эксплуатационной энергии и 30 и 15% при поглощении максимальной энергии;

- лобовые нагрузки равны нулю, а боковые нагрузки определяются для рассматриваемых колес на основе экспериментальных данных по зависимости этих сил от вертикальных нагрузок и углов увода колес, равных ° для условий поглощения эксплуатационной энергии и ° для условий поглощения максимальной энергии.

(ii) обжатия амортизатора и пневматика равны 75% от обжатий при максимальной реакции земли по 25.473(а)(2). Этот случай нагружения не рассматривается при спущенных пневматиках.

(3) Вертикальные и лобовые нагрузки приложены к осям колес, а боковые - в точках контакта колес с землей.

25.481. Условия посадки с опущенным хвостом

(a) Предполагается, что при посадке с опущенным хвостом самолет касается земли с параллельной земле составляющей скорости, лежащей в пределах от до при условиях, указанных в 25.473. При этом:

(2) равна (истинной воздушной скорости) при соответствующих посадочном весе и высоте в жаркий день с температурой на 23°С выше стандартной.

(3) Вертикальная и лобовая нагрузки приложены к оси основного колеса.

(b) Для условий посадки самолета с хвостовым колесом принимается, что основные и хвостовое колеса касаются земли одновременно (см. рис. 3 Приложения A). Рассматриваются следующие действия на хвостовое колесо реакций земли:

(1) Вертикальной; и

(2) Направленной вверх и назад через ось колеса под углом 45° к поверхности земли.

(c) Для условий посадки с опущенным хвостом самолет с носовым колесом рассматривается в положении либо с углом атаки, соответствующем сваливанию, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли любой части самолета, кроме основных колес (см. рис. 3 Приложения A). В расчет принимается меньший угол.

(а*) Удар в хвостовую предохранительную опору (для самолетов с носовым колесом). Принимается, что самолет в положении, описанном в пункте (с) данного параграфа, касается полосы только хвостовой предохранительной опорой. Эксплуатационная величина вертикальной реакции земли должна определяться как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной энергии, равной 0,015G, кгс.м, где G - посадочный вес самолета, кгс. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой. Наряду с вертикальной рассматривается горизонтальная реакция, действующая против полета в точке контакта и равная 0,8 вертикальной.

25.483. Условия посадки на одну стойку

Предполагается, что самолет находится в горизонтальном положении и земли касается одна стойка основного шасси (см. рис. 4 Приложения A). В этом положении самолета:

(a) Реакции земли для этой стойки шасси должны быть такими же, как указано в 25.479(d)(1).

(b) Неуравновешенные внешние нагрузки должны уравновешиваться инерцией самолета рациональным или надежным способом.

25.485. Условия действия боковой нагрузки

Дополнительно к 25.479(d)(2) должно быть рассмотрено следующее.

(a) Самолет находится в горизонтальном положении и земли касаются только основные колеса шасси (см. рис. 5 Приложения A).

(b) Боковая нагрузка, равная 0,8 вертикальной реакции и направленная внутрь к оси самолета (на одной стороне), и боковая нагрузка, равная 0,6 вертикальной реакции и направленная наружу от оси самолета (на другой стороне), должны быть приложены одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий горизонтальной посадки при поглощении эксплуатационной энергии [25.473(a)(2)(i)]. Следует также рассмотреть боковые нагрузки - одну, равную 0,5 вертикальной реакции и направленную внутрь к оси самолета (на одной стороне), и другую, равную 0,4 вертикальной реакции и направленную наружу от оси самолета (на другой стороне), - действующие одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий го-ризонтальной посадки при поглощении максимальной энергии [25.473(a)(2)(ii)].

При многостоечном шасси на основную стойку, расположенную в плоскости симметрии самолета, боковая нагрузка, направленная в ту же сторону, что и на остальных стойках шасси и равная 0,7 вертикальной для условий поглощения эксплуатационной энергии и 0,45 вертикальной для условия поглощения максимальной энергии, действует одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли на эту стойку при указанных выше условиях.

Эти нагрузки считаются приложенными в точках касания колес земли и уравновешиваются инерцией самолета. Лобовые силы считаются равными нулю.

(а*) Кроме того должны быть рассмотрены те же условия нагружения, что и в пункте (b) данного параграфа, но самолет принимается находящимся в положении с опущенным хвостом [см. 25.481(с)].

Для многостоечного шасси допускается рассматривать раздельное по времени нагружение основных стоек шасси, разнесенных вдоль продольной оси самолета.

(b*) Боковой удар в носовую стойку. Считается, что самолет находится в горизонтальном положении, а амортизация носовой стойки обжата в соответствии с приложенной нагрузкой.

(1) Величина вертикальной реакции земли определяется из условия поглощения носовой стойкой эксплуатационной и максимальной энергий соответственно. Она должна быть приложена в точке касания колеса (колес) земли и направлена вверх и вбок так, чтобы боковой компонент был равен 0,33 ее значения при поглощении эксплуатационной энергии и 0,25 при поглощении максимальной энергии.

(2) Для ориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению, задаваемому в пункте (b*)(3) данного параграфа, воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения, задаваемого в пункте (b*)(3) данного параграфа, то должны быть приняты величины момента и силы по пункту (b*)(3) данного параграфа.

(3) Если механизм управления или демпфер шимми стойки шасси снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный момент от боковой составляющей нагрузки, уравновешиваемый бустером (демпфером), принимается не более суммы 1,15 максимального момента, создаваемого бустером (демпфером) при работающем клапане, и момента сил трения в системе разворота колеса.

25.487. Условия отскока при посадке

(a) Шасси и конструкция его крепления должны быть исследованы на действие нагрузок, имеющих место во время отскока самолета от посадочной полосы.

(b) При полностью разжатом шасси и при отсутствии контакта с землей на подвижные части стоек шасси действует перегрузка 20,0. Эта перегрузка должна действовать в направлении движения подвижных частей стоек шасси, когда они достигнут их граничного положения при выдвижении относительно неподвижных частей шасси.

25.489. Условия управляемого движения по земле

Если не предписано иное, шасси и конструкция самолета должны быть проверены на случаи, указанные в параграфах 25.491 - 25.509, для самолета с расчетным рулежным весом (максимальный вес при управляемом движении по земле). Подъемная сила крыла может не учитываться. Предполагается, что амортизаторы и пневматики обжаты до их статического положения.

25.491. Руление, взлет и пробег

Предполагается, что в диапазоне заданных скоростей и расчетных весов конструкция самолета и шасси подвергаются воздействию нагрузок не ниже тех, которые возникают при движении самолета по наиболее неровной поверхности, которая может иметь место при нормальных условиях эксплуатации. Если предполагается эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах, следует рассмотреть с учетом 25.471(а*) условия нагружения при рулении, взлете и пробеге по таким аэродромам. При этом должно быть принято во внимание влияние податливости грунта на величины нагрузок на шасси.

25.493. Условия качения с торможением

(a) Самолет с хвостовым колесом рассматривается в горизонтальном положении, причем вся нагрузка действует на колеса основного шасси (см. рис. 6 Приложения A). Эксплуатационная вертикальная перегрузка равна 1,2 для расчетного посадочного веса и 1,0 для расчетного рулежного веса. Лобовая сила, равная вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена в точке соприкосновения колеса с землей.

(b) Для самолета с носовым колесом эксплуатационная вертикальная перегрузка равна 1,2 при расчетном посадочном весе и 1,0 при расчетном рулежном весе. Лобовая сила, равная вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена к каждому тормозному колесу в точке его соприкосновения с землей. Следует рассмотреть следующие два положения (см. рис. 6 Приложения A):

(1) Самолет находится в горизонтальном положении, колеса касаются земли и нагрузки распределены между основными и носовой стойками шасси. Угловое ускорение относительно поперечной оси принимается равным нулю.

(2) Самолет находится в горизонтальном положении, земли касаются только колеса основного шасси; опрокидывающий момент уравновешивается силами инерции от углового ускорения.

(c) В расчете может быть принята лобовая сила меньшей величины, чем указано в данном параграфе, если будет доказано, что в любом вероятном случае нагружения нельзя получить суммарную силу торможения всех колес, оснащенных тормозами, равную 0,8 вертикальной реакции.

(d) Самолет с носовой стойкой шасси должен быть спроектирован так, чтобы противостоять нагрузкам, возникающим при динамическом тангажном движении из-за резкого приложения максимальных тормозных сил. Самолет рассматривается с расчетным взлетным весом, носовое и основные колеса касаются земли. Статическая вертикальная перегрузка в центре тяжести равна 1,0. Статическая реакция на носовую стойку рассматривается совместно с максимальным приращением вертикальной реакции, возникающей при приложении сил торможения, определяемых в пунктах (b) и (с) данного параграфа.

(e) При отсутствии более рационального метода расчета вертикальная реакция на носовую стойку по пункту (d) данного параграфа может быть определена по формуле

, где

b = a + e;

- вертикальная нагрузка на носовую стойку, кгс;

- расчетный взлетный вес, кгс;

a - расстояние по горизонтали от центра тяжести самолета до центра носового колеса, м;

e - расстояние по горизонтали от центра тяжести самолета до линии, соединяющей точки касания основных колес, м;

h - расстояние по вертикали от центра тяжести самолета до земли при перегрузке 1,0, м;

- коэффициент трения, равный 0,8;

f - коэффициент динамичности, не принимаемый более 2,0; при отсутствии другой информации он может быть определен по формуле

, где

- отношение эффективного коэффициента демпфирования к критическому при колебаниях по тангажу самолета как жесткого тела относительно точки касания основных колес.

(а*) Если не предусмотрены меры, исключающие посадку с касанием земли заторможенными колесами, должно быть рассмотрено нагружение стоек шасси вертикальной реакцией, равной 0,75 от силы, полученной в соответствии с 25.479(d)(1) при условии поглощения эксплуатационной энергии, и лобовой силой, равной вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8 и приложенной только к тормозным колесам в точках соприкосновения их с землей.

25.495. Разворот

Принимается, что самолет в статическом положении (см. рис. 7 Приложения А) выполняет установившийся разворот при помощи управляемой носовой стойки или применения достаточной дифференциальной тяги двигателей так, что эксплуатационные перегрузки, приложенные в центре тяжести, составляют 1,0 по вертикали и 0,5 вбок. Боковая реакция земли на каждом колесе должна составлять 0,5 вертикальной реакции, при этом обжатия амортизаторов и пневматиков каждой стойки принимаются соответствующими действующим на них вертикальным и боковым реакциям земли.

25.497. Рыскание хвостового колеса

(a) Принимается, что вертикальная реакция земли, равная статической нагрузке на хвостовое колесо, сочетается с равным по величине боковым компонентом.

(b) Если используется шарнирное соединение с вертикальной осью, принимается, что хвостовое колесо развернуто на 90° к продольной оси самолета от результирующей наземной нагрузки, проходящей через ось колеса.

(c) Если используется стопор, механизм управления или демпфер шимми, то принимается, что хвостовое колесо развернуто боковой нагрузкой, действующей в точке контакта с землей.

25.499. Рыскание носового колеса и управление им

(a) Принимается, что вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0, а боковая составляющая в точке соприкосновения носового колеса с землей равна 0,8 вертикальной реакции земли в этой точке.

(b) Принимается, что самолет находится в положении статического равновесия и на него действуют нагрузки, возникающие при одностороннем торможении колес основного шасси. Носовое шасси, узлы его крепления и конструкция фюзеляжа перед центром тяжести должны быть рассчитаны на следующие условия нагружения:

(1) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0.

(2) Направленная вперед нагрузка в центре тяжести самолета равна 0,8 от вертикальной нагрузки, действующей на одну стойку основного шасси.

(3) Боковые и вертикальные нагрузки на носовую стойку шасси в точке соприкосновения с землей определяются из условия статического равновесия.

(4) Боковая перегрузка в центре тяжести самолета равна нулю.

(c) Если нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, вызовут боковую нагрузку на носовую стойку шасси, которая будет больше 0,8 вертикальной нагрузки, за эксплуатационное значение боковой нагрузки на носовую стойку шасси разрешается брать величину, равную 0,8 от вертикальной нагрузки, причем неуравновешенные моменты рыскания в этих случаях уравновешиваются инерционными силами самолета.

(d) Для других частей самолета, кроме носового шасси, конструкции его крепления и конструкции передней части фюзеляжа, условия нагружения соответствуют пункту (b) данного параграфа, за исключением следующего:

(1) Если эффективная лобовая сила, равная 0,8 вертикальной реакции, не может быть достигнута ни при одном из возможных условий нагружения, разрешается принимать меньшую лобовую силу.

(2) Не требуется, чтобы нагрузка в центре тяжести самолета, направленная вперед, превышала максимальную лобовую силу на одну стойку основного шасси, определенную в соответствии с 25.493(b).

(e) Принимается, что при расчетном рулежном весе самолета и любом положении носового колеса на носовое шасси, узлы крепления его и носовую часть фюзеляжа действуют в процессе управления 1,33 полного крутящего управляющего момента в комбинации с 1,33 максимальной статической реакции на носовом колесе.

25.503. Вращение

a) Предполагается, что самолет, затормозив колеса основной стойки, расположенной с одной стороны, вращается вокруг этой стойки. Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,0, а коэффициент трения равен 0,8.

b) Самолет находится в статическом равновесии, нагрузки приложены в точках соприкосновения с землей в соответствии с рис. 8 Приложения A (приведенный на рис. 8 крутящий момент следует принимать действующим как по, так и против часовой стрелки).

25.507. Реверсивное торможение

a) Самолет стоит на трех точках. Горизонтальные реакции, параллельные земле и направленные вперед, должны быть приложены в точке соприкосновения тормозного колеса с землей.

Эксплуатационные нагрузки должны составлять 0,55 от вертикальной нагрузки на каждое колесо или равняться нагрузке, развиваемой 1,2 максимального статического тормозного момента. Из этих двух значений берется меньшая величина.

b) На самолетах с носовым колесом опрокидывающий момент уравновешивается инерционными силами вращения.

c) На самолетах с хвостовым колесом равнодействующая всех реакций земли должна проходить через центр тяжести самолета.

25.509. Нагрузки при буксировке

a) Нагрузки при буксировке, указанные в пункте (d) данного параграфа, должны рассматриваться раздельно. Эти нагрузки должны быть приложены к буксировочным узлам и должны действовать параллельно земле. Кроме того:

1) Следует считать, что вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0.

2) Амортизационные стойки шасси и пневматики должны находиться в статическом положении.

3) Усилие буксировки равняется:

i) 0,3 , для , меньше, чем 13620 кгс;

ii) (6 + 204300)/70 при от 13620 кгс до 45400 кгс; и

iii) 0,15 при свыше 45400 кгс.

- расчетный рулежный вес, кгс.

b) Если узлы для буксировки расположены не на шасси, а вблизи плоскости симметрии самолета, то к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного усилия, определенного для вспомогательного шасси. Если буксировочные узлы расположены снаружи от основных стоек шасси, к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного усилия, определенного для основного шасси.

c) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) данного параграфа, должны уравновешиваться следующим образом:

1) Боковой компонент буксировочной нагрузки, которая прикладывается к основному шасси, должен быть уравновешен боковой силой на основное шасси, действующей по линии статического обжатия колес, к которым нагрузка приложена.

2) Буксировочная нагрузка на вспомогательное шасси и лобовой компонент буксировочной нагрузки основного шасси должны быть уравновешены следующим образом:

i) реакция, максимальная величина которой равна вертикальной реакции, должна быть приложена к оси колеса, к которому приложена нагрузка. Для достижения равновесия должна быть приложена достаточная сила инерции самолета;

ii) нагрузки должны уравновешиваться силами инерции самолета.

d) Величины буксировочных нагрузок должны быть следующими:

Буксировочный узел	Положение	Нагрузка
		Величина	N	Направление
Основное шасси		0,75 на каждую стойку основного шасси	1	Вперед, параллельно плоскости самолета
			2	Вперед, под углом 30° к плоскости симметрии самолета
			3	Назад, параллельно плоскости симметрии самолета
			4	Назад, под углом 30° к плоскости симметрии самолета
Вспомогательное шасси	В плоскости симметрии самолета	1,0	5	Вперед
			6	Назад
	Повернуто на 30° от плоскости симметрии	1,0	7	Вперед, в плоскости колеса
			8	Назад, в плоскости колеса
	Повернуто на предельный угол от плоскости симметрии	0,5	9	Вперед, в плоскости колеса
			10	Назад, в плоскости колеса

а*) На буксировочное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки за носовую стойку, действует боковая сила, прикладываемая в горизонтальной плоскости под прямым углом к продольной оси приспособления в точке его соединения с буксировщиком. Этот случай следует рассматривать только при буксировке жесткой тягой. Величина боковой силы принимается равной . Однако:

1) Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, боковая сила принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент относительно оси ориентировки стойки, определяемый в 25.485(b*)(3).

2) Если буксировка самолета производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования, величина боковой силы выбирается из момента необходимого для разворота носовой стойки на земле.

3) Для проверки прочности конструкции шасси и самолета от действия боковой силы следует рассматривать два варианта нагружения:

i) действует боковая сила и стояночная нагрузка на стойку;

ii) одновременно с боковой силой и стояночной нагрузкой на стойку действует буксировочная нагрузка, задаваемая в пункте (d) данного параграфа.

b*) В конструкции буксировочного приспособления должны быть предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок, определяемых в пунктах (d) и (а*) данного параграфа. При буксировочном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.

25.511. Нагрузки на земле: несимметричные нагрузки на многоколесные стойки шасси

a) Общие требования. Предполагается, что многоколесные шасси подвергаются на земле действию эксплуатационных нагрузок, указанных в настоящем разделе и в пунктах (b) - (f) данного параграфа. Кроме того:

1) Тандемно расположенные стойки шасси рассматриваются как многоколесный блок (стойка).

2) При определении общей нагрузки на настойку шасси при условиях пунктов (b) - (f) данного параграфа можно не принимать во внимание эксцентриситет равнодействующей, вызванный несимметричным распределением нагрузок на колеса.

b) Распределение нагрузок между колесами при заряженных пневматиках. Распределение нагрузок между колесами шасси должно быть определено для всех условий посадки, руления и управляемого движения по земле, принимая во внимание следующие факторы:

1) Число колес и их расположение. Для тележечных стоек шасси при определении максимальных нагрузок для передних и задних пар колес следует учитывать влияние качания тележки во время удара при посадке.

2) Любые различия диаметров пневматиков, вызванные производственными допусками, разношенностью и износом пневматиков. Может быть принято, что максимальная разница в диаметрах пневматиков равна 2/3 наихудшей комбинации изменений диаметров, которая возможна при учете производственных допусков, разношенности и износа пневматиков.

3) Неравномерность зарядного давления в пневматиках. Принимается, что максимальное изменение составляет % от номинального зарядного давления в пневматике.

4) Плоская или выпуклая взлетно-посадочная полоса. Встречный уклон ВПП можно считать примерно равным 1,5% по отношению к горизонтали. Должно быть рассмотрено расположение носовой стойки как на уклоне, так и на плоской полосе.

5) Положение самолета.

6) Любые конструктивные отклонения.

c) Спущенные пневматики. Влияние спущенных пневматиков на прочность конструкции следует принять во внимание во всех случаях нагружения, указанных в пунктах (d) - (f) данного параграфа, учитывая реальное расположение элементов шасси. Кроме того:

1) Следует учитывать падение давления в любом пневматике многоколесной стойки шасси и падение давления в любых двух наиболее нагруженных пневматиках, если стойка шасси имеет четыре или более колеса.

2) Реакции земли прикладываются к колесам с заряженными пневматиками, за исключением случая, когда многоколесные блоки шасси имеют более одной амортстойки. В этом случае можно пользоваться рациональным распределением реакций земли между заряженными и спущенными пневматиками, принимая во внимание разницу в ходах амортизаторов, возникающую из-за спущенного пневматика.

d) Условия посадки. При одном или двух спущенных пневматиках предполагается, что нагрузка, прикладываемая к каждой стойке шасси, составляет соответственно 60 и 50% эксплуатационной нагрузки, прикладываемой к каждой стойке шасси в рассматриваемом случае посадки. Однако для условий посадки со сносом в соответствии с 25.485(a) и (b) следует прикладывать 100% вертикальной нагрузки.

e) Условия руления и управляемого движения по земле. При одном и двух спущенных пневматиках:

1) Приложенная в центре тяжести боковая или лобовая перегрузка или обе одновременно должны иметь наибольшие критические значения вплоть до 50 и 40% соответственно от эксплуатационных величин боковой и лобовой перегрузок при наиболее тяжелых условиях нагружения при рулении и управляемом движении по земле.

2) Для условий качения с заторможенными колесами, указанных в 25.493(a) и (b)(2), лобовые нагрузки на каждый заряженный пневматик должны быть не менее нагрузок, действующих на каждый заряженный пневматик при симметричном распределении нагрузок, когда нет спущенных пневматиков.

3) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета должна составлять соответственно 60 и 50% от перегрузки при всех заряженных пневматиках, но не должна быть менее 1.

4) Условия вращения вокруг одной стойки шасси не рассматриваются.

f) Условия буксировки. При одном и двух спущенных пневматиках нагрузка при буксировке должна составлять соответственно 60 и 50% от нормированной нагрузки.

25.515А. Шимми

Во всем диапазоне возможных весов и скоростей движения самолета по ВПП при взлете и посадке должно быть обеспечено отсутствие шимми колес шасси. Отсутствие шимми должно быть подтверждено расчетами и испытаниями стоек шасси на копре с подвижной опорой. Испытания разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерениями в процессе летных испытаний будет доказана безопасность от возникновения шимми.

25.519. Обеспечение поднятия на домкратах и расчаливания

a) Общие положения. Самолет должен быть рассчитан на эксплуатационные нагрузки, полученные исходя из статических условий нагружения, приведенных в пункте (b) данного параграфа, а если применяется расчаливание, то и в пункте (с) данного параграфа, при наиболее критических комбинациях веса и центровки самолета. Должна быть определена максимально допустимая нагрузка в каждой точке под домкратом.

b) Поднятие на домкратах. Самолет должен иметь приспособление для подъема на домкратах и выдерживать при установке на домкратах следующие эксплуатационные нагрузки:

1) При установке домкратов под стойки шасси при максимальном стояночном весе самолета его конструкция должна быть рассчитана на вертикальную нагрузку, действующую в каждой точке поддомкрачивания и равную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.

2) При установке домкратов под другие точки конструкции самолета при максимальном разрешенном весе для поднятия на домкратах:

i) конструкция самолета должна быть рассчитана на вертикальную нагрузку, действующую в каждой точке поддомкрачивания и равную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции;

ii) узлы поддомкрачивания и местная прочность конструкции самолета должны быть рассчитаны на вертикальную нагрузку, равную удвоенной вертикальной статической реакции в каждом узле, действующей отдельно и в комбинации с горизонтальной нагрузкой, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.

Вес самолета и положение центра тяжести в каждом способе поддомкрачивания должны быть занесены в соответствующие Руководства.

c) Расчаливание. Если предусмотрены узлы для расчаливания самолета, главные узлы и поддерживающая их конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационные нагрузки, возникающие в результате воздействия на самолет ветра со скоростью 40 м/с любого направления в горизонтальной плоскости, а в вертикальной плоскости - в диапазоне углов ° относительно горизонтальной плоскости.

а*) Поднятие самолета или его агрегатов стропами. Поднимаемая конструкция должна быть рассчитана на нагрузки от строп при статических условиях нагружения при вертикальной перегрузке в центре тяжести самолета (агрегата), равной 2,67.

Гидродинамические нагрузки

25.521. Общие положения

a) Гидросамолеты должны быть рассчитаны на гидродинамические нагрузки, возникающие при взлете и посадке, при любых возможных положениях самолета относительно водной поверхности, которые могут иметь место в нормальных условиях эксплуатации, а также при соответствующих значениях поступательной и вертикальной скорости снижения при наиболее неблагоприятном состоянии водной поверхности.

b) Если не проведен точный расчет гидродинамических нагрузок, следует пользоваться требованиями параграфов 25.523 - 25.537.

c) Требования, изложенные в параграфах 25.523 - 25.537, распространяются на гидросамолеты и самолеты-амфибии обычной схемы с высоко расположенным крылом.

а*) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без остаточных деформаций, способных снизить аэродинамические либо гидродинамические характеристики или нарушить механическое функционирование любых элементов конструкции гидросамолета. Днища лодки, основных и вспомогательных поплавков не должны иметь остаточных деформаций, превышающих 0,5% наименьшего размера клетки днища.

b*) Внешние нагрузки, определяемые в параграфах 25.523 - 25.537, задаются для основной конструкции жесткого самолета. Дополнительно должны быть определены нагрузки на такие агрегаты гидросамолета (самолета-амфибии), как: водяной руль, брызгоотражатели, створки и обтекатели шасси, буксировочные приспособления, узлы крепления гидросамолета при стоянке на воде, узлы главного перекатного шасси, узлы хвостовой тележки. Исключая гидросамолеты (самолеты-амфибии), для которых упругость конструкции может не приниматься во внимание, должна быть рассмотрена прочность конструкции с учетом динамического действия нагрузок при взлетах и посадках на взволнованную водную поверхность. Следует также оценить заявленные характеристики их мореходности.

25.523. Расчетные веса и положения центра тяжести

a) Расчетные веса. Гидродинамические нагрузки должны быть определены для всех полетных весов вплоть до расчетного посадочного веса, за исключением случая взлета, предусмотренного 25.531, когда в качестве расчетного принимается расчетный взлетный вес с воды (максимальный вес при рулении и разбеге по воде).

b) Положения центра тяжести. Должны быть рассмотрены такие расчетные положения центра тяжести в пределах, на которые запрашивается сертификат, чтобы на каждую часть конструкции гидросамолета были получены наибольшие возможные нагрузки.

а*) Расчетные взлетные веса самолетов-амфибий при эксплуатации на воде устанавливаются независимо от соответствующих весов при эксплуатации с суши.

25.525. Приложение нагрузок

a) Если иное не предусмотрено, на самолет в целом действуют нагрузки, соответствующие перегрузкам, приведенным в 25.527.

b) При приложении нагрузок, соответствующих перегрузкам, задаваемым в 25.527, допускается их условное распределение по длине днища (чтобы избежать чрезмерных перерезывающих сил и изгибающих моментов в зоне приложения нагрузки) при значениях давлений, не меньших давлений, приведенных в 25.533(с).

c) Для двухпоплавкового (двухлодочного) гидросамолета каждый поплавок следует рассматривать как лодку фиктивного гидросамолета с весом, равным половине веса двухпоплавкового самолета.

d) За исключением случая взлета, предусмотренного 25.531, подъемная сила крыла при ударе о воду принимается равной 2/3 веса гидросамолета и прикладывается в центре тяжести.

25.527. Перегрузки для лодки или основного поплавка

а) Эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется следующим образом:

1) Для случая посадки на редан

2) Для случая посадки на нос и на корму

b) Условные обозначения:

1) - эксплуатационная перегрузка при ударе о воду (т.е. величина гидродинамической силы, деленная на вес самолета);

2) - эмпирический коэффициент, учитывающий условия эксплуатации и равный 0,00269 (этот коэффициент не должен быть меньше величины, необходимой для получения минимальной перегрузки при посадке на редан, равной 2,33);

3) - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;

4) - угол килеватости по скуле сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка (см. рис. 1 Приложения В);

5) G - расчетный посадочный вес гидросамолета, кгс;

6) - эмпирический коэффициент, учитывающий распределение нагрузки по длине лодки (см. рис. 2 Приложения В);

7) - отношение расстояния, измеренного по продольной оси лодки от центра тяжести гидросамолета до сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка, к радиусу инерции гидросамолета относительно поперечной оси.

За продольную ось лодки принимается прямая линия, лежащая в плоскости симметрии и касательная к килю у главного редана.

c) Для двухпоплавкового гидросамолета, вследствие влияния упругости крепления поплавков к гидросамолету, коэффициент может быть уменьшен для носовой и хвостовой частей до 0,8 от величины, приведенной на рис. 2 Приложения В. Это уменьшение относится только к узлам крепления поплавков и конструкции самолета (а не к самим поплавкам).

25.529. Условия нагружения лодки и основного поплавка при посадке

а) Симметричная посадка на редан, на нос и корму. Для симметричной посадки на редан, на нос и корму эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется в соответствии с 25.527. Рассматриваются следующие условия нагружения:

1) Для симметричной посадки на редан суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килевой линии в центре тяжести площади нагружения, при этом нагрузка распределяется по носовой части днища вперед от редана; угол килеватости берется в сечении, проходящем через центр тяжести гидросамолета.

2) Для симметричной посадки на нос суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 1/5 длины лодки от носа до редана.

3) Для симметричной посадки на корму суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 0,85 длины задней части лодки от редана до кормы.

b) Несимметричная посадка для летающих лодок и однопоплавковых гидросамолетов. Должны быть рассмотрены случаи несимметричной посадки на редан, на нос и корму.

1) Нагрузка в каждом случае состоит из составляющих, действующих вверх и вбок, равных 0,75 и 0,25 суммарной нагрузки в соответствующих случаях симметричной посадки.

2) Точка приложения и направление вертикальной составляющей сохраняются теми же, что и в случае симметричной посадки; боковая составляющая прикладывается в том же сечении, что и вертикальный компонент, перпендикулярно плоскости симметрии и посередине между линиями киля и скулы.

c) Несимметричная посадка двухпоплавкового самолета. Несимметричную нагрузку образуют приложенные к редану каждого поплавка вертикальная составляющая, равная 0,75, и боковая составляющая, равная 0,25tg от симметричной нагрузки, предусмотренной 25.527. Боковая нагрузка направлена внутрь перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в том же поперечном сечении, что и вертикальный компонент, и прикладывается на середине расстояния от киля до скулы.

25.531. Условия нагружения лодки и основного поплавка при взлете

Для крыла и его крепления к лодке или основному поплавку:

a) Подъемная сила крыла принимается равной нулю.

b) Направленная вниз инерционная нагрузка соответствует эксплуатационной перегрузке

где:

- эмпирический коэффициент, равный 0,000895;

- скорость сваливания при расчетном взлетном весе с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

- угол килеватости днища у главного редана;

G - расчетный взлетный вес с воды, кгс.

25.533. Давление на днище лодки и основного поплавка

a) Общие требования. В данном подразделе рассматриваются требования к расчету конструкции лодки и основных поплавков, включая шпангоуты, перегородки, стрингеры и обшивку днища.

b) Местные давления. Для расчета обшивки днища, стрингеров и их крепления к каркасу принимается следующее распределение давлений:

1) Для плоскокилеватого днища давление у скулы принимается равным 0,75 давления у киля, распределение давления по ширине днища по линейному закону (см. рис. 3 Приложения В). Давление у киля определяется следующим образом:

где:

- давление, ;

;

- коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения В);

- скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

- угол килеватости у киля (см. рис. 1 Приложения В).

2) Для лекального днища распределение давления по ширине днища до начала лекальной части принимается таким же, как для плоскокилеватого днища. Давление между скулой и началом развала изменяется по линейному закону (см. рис. 3 Приложения В). Давление у скулы определяется следующим образом:

где:

- давление по обрезу скулы, ;

;

- коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения В);

- угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.

1*) Для более сложных форм сечения днища распределение давления в поперечном сечении принимается на основании специальных расчетных либо экспериментальных исследований.

2*) Площадь, на которую действуют эти давления, не должна быть меньше квадрата размерами 400х400 мм. На участке днища длиной не менее удвоенной максимальной ширины днища вперед от главного редана давление для расчетов местной прочности должно быть увеличено до величины , .

3*) Прочность клетки днища проверяется также на местное разрежение, которое в любой точке днища от носа до главного редана принимается равным p = 10000 , непосредственно за главным реданом p = 10000 , на втором редане p = 2500 . Распределение разрежения между первым и вторым реданами принимается по линейному закону.

с) Распределенные давления. Для расчета шпангоутов, киля и бортов принимается следующее распределение давлений:

1) Симметричное распределение

где:

p - давление, ;

( определен в 25.527);

- коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения В);

- скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;

- угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.

2) При несимметричном распределении давления с одной стороны от плоскости симметрии на днище действуют давления, указанные в пункте (c) (1) данного параграфа, с другой стороны - половина этих давлений (см. рис. 3 Приложения В).

3) Эти давления прикладываются одновременно ко всему днищу лодки или поплавка и передаются на боковые стенки корпуса лодки или поплавка.

25.535. Нагрузки на вспомогательные поплавки

а) Общие требования. Вспомогательные поплавки, узлы их крепления и опорные конструкции должны быть рассчитаны на случаи, предусмотренные данным разделом. При условиях, указанных в пунктах (b) - (е) данного параграфа, задаваемые гидродинамические нагрузки могут быть распределены по днищу поплавка таким образом, чтобы местные давления не превосходили значения давлений на днище поплавков, указанных в пункте (g) данного параграфа.

b) Нагружение редана. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 3/4 расстояния от редана до носа. Величина гидродинамической силы не должна превышать трехкратного водоизмещения полностью погруженного поплавка и определяется следующим образом:

где:

L - эксплуатационная гидродинамическая сила, кгс;

;

G - расчетный посадочный вес, кгс;

- угол килеватости поплавка в сечении, находящемся на 1/4 расстояния от редана до носа, но не менее 15°;

- отношение расстояния от центра тяжести гидросамолета до плоскости симметрии поплавка к радиусу инерции гидросамолета относительно продольной оси.

c) Нагружение носа. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 1/4 расстояния от носа до редана. Величина гидродинамической силы определяется в соответствии с пунктом (b) данного параграфа.

d) Несимметричное нагружение редана. Гидродинамическая нагрузка состоит из компонента, равного 0,75, и бокового, равного , от нагрузки, заданной в пункте (b) данного параграфа. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посередине между линиями киля и скулы поплавка.

e) Несимметричное нагружение носа. Гидродинамическая нагрузка состоит из компонента, равного 0,75 нагрузки, заданной в пункте (с) данного параграфа, и боковой составляющей, равной этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посередине между линиями киля и скулы поплавка.

f) Случай полностью погруженного поплавка. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в центре тяжести площади сечения поплавка, расположенного на 1/3 расстояния от носа до кормы поплавка. Составляющие эксплуатационной нагрузки определяются следующим образом:

Вертикальная сила равна

Лобовая сила равна

Боковая сила равна

где:

- скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;

- плотность воды, ;

- водоизмещение поплавка, ;

- коэффициент лобового сопротивления ();

- коэффициент бокового сопротивления ();

k=0,8; однако, если будет показано, что в условиях нормальной эксплуатации поплавки не могут погрузиться в воду при скорости, равной , может быть принято меньшее значение коэффициента k;

g - ускорение силы тяжести, .

g) Давление на днище поплавка. Давления на днище определяются в соответствии с 25.533, при на всей длине поплавка. Угол килеватости, используемый при определении давлений на днище поплавка, указан в пункте (b) данного параграфа.

25.537. Нагрузки на крыло от погружения в воду и нагрузки на жабры

Нагрузки на крыло от погружения в воду и нагрузки на жабры должны основываться на данных, полученных по результатам испытаний.

Условия аварийной посадки

25.561. Общие положения

a) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы даже при повреждении самолета в приведенных ниже условиях аварийной посадки на землю или на воду обеспечивалась безопасность всех пассажиров и членов экипажа.

b) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы у пассажиров и членов экипажа имелась реальная возможность избежать серьезных ранений при аварийной посадке с незначительными разрушениями, когда:

1) Правильно используются кресла, привязные ремни и другие средства обеспечения безопасности.

2) Шасси убрано (когда это возможно); и

3) На пассажиров и членов экипажа действуют раздельно относительно окружающей конструкции в указанных направлениях статические инерционные нагрузки, соответствующие расчетным перегрузкам:

i) вверх 3,0;

ii) вперед 9,0;

iii) в сторону 3,0 для планера и 4,0 для кресел и их креплений;

iv) вниз 6,0;

v) назад 1,5.

c) Для оборудования, грузов в пассажирской кабине и любых других больших масс принимается следующее:

1) Эти массы должны располагаться так, чтобы при их отрыве они:

i) не причиняли непосредственное ранение пассажирам и членам экипажа;

ii) не пробивали топливные баки или трубопроводы или не приводили к пожару или взрыву из-за разрушения близко расположенных систем;

iii) не блокировали какие-либо спасательные средства, предназначенные для использования при аварийной посадке.

2) Если такое размещение невозможно (например, двигатель и ВСУ расположены в фюзеляже), каждая такая масса и узлы ее крепления должны выдерживать нагрузки вплоть до приведенных в пункте (b)(3) данного параграфа. Местная прочность узлов крепления этих масс должна быть также обеспечена на нагрузки в 1,33 раза большие, если они подвержены значительному износу при частых перестановках (например, часто сменяемые предметы интерьера).

d) Кресла и отдельные массы (и их опорная конструкция) под действием нагрузок вплоть до указанных в пункте (b)(3) данного параграфа не должны деформироваться, чтобы не создавать помехи последующей быстрой эвакуации пассажиров и экипажа.

25.562. Динамические условия аварийной посадки

a) Кресло и привязная система на самолете должны быть рассчитаны, как предписано в данном параграфе, на обеспечение защиты каждого человека в условиях аварийной посадки, когда:

1) Правильно используются кресла, поясные и плечевые привязные ремни, предусмотренные конструкцией; и

2) Человек подвергается воздействию нагрузок, возникающих в условиях, предписанных в данном параграфе.

b) Каждая типовая конструкция кресла, одобренная для использования членом экипажа или пассажиром во время взлета или посадки, должна успешно пройти динамические испытания или быть оценена посредством расчетного анализа на основе динамических испытаний кресла подобного типа в соответствии с каждым из следующих условий аварийной посадки. При проведении этих испытаний человека должен имитировать "сидящий" в нормальном вертикальном положении антропоморфический испытательный манекен весом 77 кгс.

1) Изменение направленной вниз вертикальной скорости () не менее чем на 10,7 м/с при наклоне продольной оси самолета на 30° вниз относительно горизонтальной плоскости без крена. Пиковая перегрузка на полу должна достигаться не позднее чем через 0,08 с после удара и составлять как минимум, 14.

2) Изменение направленной вперед продольной скорости () не менее чем на 13,4 м/с при горизонтальном положении продольной оси самолета без крена и при угле рыскания 10° вправо или влево, в зависимости от того, что наиболее вероятно вызовет соскальзывание с плеча человека системы фиксации верхней части туловища (если таковая установлена). Пиковая перегрузка на полу должна достигаться не позднее чем через 0,09 с после удара и составлять как минимум 16. Если для крепления конструкций кресла к испытательному стенду используются напольные рельсы или напольные узлы крепления, эти рельсы или узлы крепления должны быть повернуты относительно смежного комплекта рельсов или узлов крепления не менее чем на 10° в вертикальной плоскости (т.е. должна быть нарушена их параллельность), при этом один из них должен быть "накренен" на 10°.

с) В процессе динамических испытаний, проводимых в соответствии с пунктом (b) данного параграфа, измеренные параметры не должны превышать следующих показателей:

1) Если для фиксации членов экипажа используются плечевые привязные ремни, то растягивающие нагрузки в одинарных ремнях не должны превышать 794 кгс. Если для фиксации верхней части туловища используются двойные ремни, то суммарная растягивающая нагрузка на ремни не должна превышать 907 кгс.

2) Максимальная сжимающая нагрузка, измеренная между тазом и поясничной частью позвоночника антропоморфического манекена, не должна превышать 680 кгс.

3) Ремни фиксации верхней части туловища (если установлены) в процессе удара должны оставаться на плечах манекена.

4) Поясной привязной ремень в процессе удара должен оставаться на тазе манекена.

5) Каждый человек должен быть защищен от серьезной травмы головы в условиях, предписанных в пункте (b) данного параграфа. Если возможен контакт головы с креслом или другой конструкцией, то должна быть обеспечена такая защита, чтобы удар головой не превысил 1000 единиц критерия травмирования головы (HIC - Head Injury Criterion). Величина критерия травмирования головы определяется по формуле

где:

- время начала интегрирования;

- время окончания интегрирования;

a(t) - суммарное ускорение в зависимости от времени в процессе удара головой, где:

t - выражается в секундах и a - в единицах ускорения свободного падения (g).

6) Если контакт с креслами или другим элементом конструкции может привести к травмам ног, должна быть обеспечена защита от осевых сжимающих нагрузок, превышающих 1020 кгс на каждое бедро.

7) Кресло должно оставаться закрепленным во всех точках крепления, хотя его конструкция может быть деформирована.

8) При испытаниях, установленных в пунктах (b)(1) и (b)(2) данного параграфа, кресла не должны деформироваться в такой степени, чтобы создавать помехи быстрой эвакуации людей из самолета.

25.563. Обеспечение прочности при вынужденной посадке на воду

Прочность элементов конструкции в условиях вынужденной посадки на воду должна быть обеспечена в соответствии с указаниями 25.801(e).

Оценка усталостной прочности

25.571. Оценка допустимости повреждений и усталостной прочности конструкции

а) Общие положения. Оценка прочности, уровня проектирования и качества производства должна показать, что аварийной или катастрофической ситуации из-за усталости, коррозии, дефектов производства или случайного повреждения можно избежать в течение всего времени эксплуатации самолета. Эта оценка должна быть проведена для каждой части конструкции (такой, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, установка двигателя, шасси и их основные узлы крепления), разрушение которой может привести к аварийной или катастрофической ситуации в соответствии с требованиями пунктов (b) и (e) данного параграфа, а также для случаев, указанных в пункте (с) данного параграфа. При проведении оценки должны быть использованы соответствующие запасы (коэффициенты надежности). Для турбореактивных и турбовинтовых самолетов следует также провести анализ частей конструкции, повреждение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации, в соответствии с пунктом (d) данного параграфа.

1) Каждый анализ, проводимый в соответствии с требованиями данного параграфа, должен основываться на:

i) типовом спектре нагрузок, температурах и влажностях, ожидаемых в эксплуатации;

ii) перечне основных силовых элементов и отдельных узлов конструкции (и их критических мест), разрушение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации;

iii) результатах испытаний, как правило, натурных, и расчетах основных силовых элементов конструкции и отдельных узлов, указанных в пункте (a)(1)(ii) данного параграфа.

2) При проведении анализа, требуемого настоящим параграфом, можно использовать результаты испытаний и опыт эксплуатации самолетов аналогичной конструкции, принимая во внимание различие условий и методов эксплуатации.

3) На основании результатов оценки, предусмотренной требованиями данного параграфа, должны быть установлены осмотры или другие процедуры, необходимые для предотвращения отказа, приводящего к аварийной или катастрофической ситуации, и включены в раздел "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, разрабатываемых в соответствии с требованиями 25.1529. Предусмотренные требованиями данного параграфа ограничения срока действия инженерных данных для обоснования требований к программе технического обслуживания конструкции (LOV), выраженные в величине допустимой наработки (в часах налета или числе полетов или одновременно в обеих единицах), должны быть также включены в раздел "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, предусмотренных требованиями 25.1529. Должны быть установлены пороги начала осмотров и их периодичность на основе расчета и/или испытаний по определению длительности роста трещины в предположении, что конструкция содержит начальный дефект максимального вероятного размера, являющийся результатом повреждения при производстве или техническом обслуживании, для следующих видов конструкций:

i) для конструкций с однопутной передачей нагрузок;

ii) для безопасно разрушающихся конструкций с многопутной передачей нагрузки и для безопасно разрушающихся конструкций со стопперами трещин, если не будет продемонстрировано, что потеря пути передачи нагрузки, частичное разрушение или задержка трещины будут до разрушения оставшейся конструкции обнаружены и отремонтированы в процессе нормального обслуживания, осмотров или других работ на самолете.

4) Разработанная в соответствии с пунктом (а)(3) данного параграфа документация должна периодически уточняться на основе учета и анализа результатов исследований, испытаний и накапливаемого опыта эксплуатации самолетов данного типа. Должна быть определена процедура, обеспечивающая надежность и своевременность такого учета.

b) Оценки допустимости повреждений. Оценка должна включать определение возможных мест и видов повреждений, связанных с усталостью, коррозией или случайным повреждением. В оценке должны быть учтены результаты расчетов прочности при действии статических и повторяющихся нагрузок, подтвержденные результатами испытаний, и (если имеется) опытом эксплуатации. Следует специально рассмотреть обширное усталостное повреждение для тех конструкций, для которых такой тип повреждения возможен. Должны быть установлены LOV, соответствующие допустимой наработке (выраженной в часах налета или числе полетов или одновременно в обеих единицах), в течение которой продемонстрировано, что обширное усталостное повреждение не возникнет. Демонстрация должна быть основана на результатах полномасштабных натурных усталостных испытаний. Сертификат типа может быть выдан до завершения полномасштабных натурных усталостных испытаний при условии, что имеется одобренный Компетентным органом план завершения необходимых испытаний. В этом случае, в разделе "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, предусмотренных требованиями 25.1529, на период до завершения усталостных испытаний должно быть ограничение предельно допустимой наработки самолета в эксплуатации, величина которой не должна превышать эквивалентного числа циклов, равного половине числа циклов, достигнутого при усталостных испытаниях. При определении допустимой степени повреждения для оценки остаточной прочности в любой момент срока службы самолета должны учитываться возможности для первоначального обнаружения повреждения и его последующего роста под действием повторяющихся нагрузок. Оценка остаточной прочности должна показать, что сохранившая целостность конструкция способна выдержать нагрузки (рассматриваемые как статические расчетные нагрузки), соответствующие следующим условиям:

1) Эксплуатационным условиям симметричных маневров, указанным в 25.337 на всех скоростях вплоть до , и в 25.345.

2) Эксплуатационным условиям при порывах ветра, указанным в 25.341 при всех предписанных скоростях вплоть до , и в 25.345.

3) Эксплуатационным условиям при крене, указанным в 25.349, и эксплуатационным условиям при несимметричных нагрузках, указанным в 25.367 и 25.427 при скоростях до .

4) Эксплуатационным условиям при полете со скольжением, указанным в 25.351(а), (b) и (d) при скоростях до .

5) Для герметических кабин:

i) нормальному, ожидаемому в эксплуатации перепаду давления в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением, действующим одновременно с полетными нагрузками, указанными в пунктах (b)(1) - (b)(4) данного параграфа, если они оказывают значительное влияние;

ii) максимальной величине нормального, ожидаемого в эксплуатации избыточного давления (включая ожидаемое внешнее аэродинамическое давление при перегрузке 1,0), умноженной на коэффициент 1,15 без учета всех других нагрузок.

6) Для шасси и частей конструкции планера, находящихся под непосредственным воздействием сил на шасси, - эксплуатационным условиям нагружения, указанным в параграфах 25.473, 25.491 и 25.493.

Должны быть рассмотрены также другие сочетания нагрузок, если они являются расчетными для определенных элементов конструкции.

Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждений с учетом требований 25.629(b)(2).

c) Оценка безопасного ресурса по условиям усталости. Выполнение указаний, изложенных в пунктах (а)(3) и (b) данного параграфа, в том числе по установлению сроков осмотров, не требуется, если Заявитель докажет, что требования допустимости повреждений для данной конструкции практически невыполнимы. Для такой конструкции должно быть показано соответствующим анализом на основании результатов испытаний и расчетов, что она способна выдерживать переменные нагрузки, ожидаемые в пределах срока службы, без возникновения обнаруживаемых повреждений.

d) Усталостная прочность при акустических нагрузках. Расчетом, подтвержденным результатами испытаний или опытом эксплуатации самолетов аналогичной конструкции и с аналогичными условиями по акустическим нагрузкам, должно быть показано, что:

1) Появление усталостных трещин от акустических нагрузок в любой детали конструкции самолета, подверженной акустическому воздействию, не является вероятным; или

2) Аварийная или катастрофическая ситуация из-за трещин от акустических нагрузок в предположении, что нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, приложены ко всем зонам, где возможно возникновение этих трещин, не является вероятной.

e) Оценка допустимого повреждения (дискретный источник). Конструкция самолета должна быть такой, чтобы было обеспечено успешное завершение полета, во время которого возможно ее повреждение в результате:

1) Столкновения с птицей (условия нагружения - см. 25.631).

2) Удара нелокализованной лопастью вентилятора.

3) Разлета нелокализованных обломков двигателя; или

4) Разлета нелокализованных обломков агрегатов с роторами, обладающими большой кинетической энергией.

Поврежденная конструкция должна выдерживать статические нагрузки (рассматриваемые как расчетные), которые разумно ожидать во время происшествия и в процессе завершения полета. Рассматривать динамический эффект от этих статических нагрузок не требуется. Корректирующие действия пилота после происшествия, такие, как ограничение маневрирования, обход турбулентности и уменьшение скорости, могут рассматриваться. Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждения с учетом требований 25.629(b)(2).

Защита от молнии

25.581. Защита от молнии

a) Самолет должен быть защищен от аварийных и катастрофических воздействий молнии и статического электричества.

b) Для металлических деталей соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть подтверждено:

1) Правильной металлизацией деталей с планером; или

2) Таким проектированием деталей, чтобы удар молнии не подвергал опасности самолет.

c) Для неметаллических деталей соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть подтверждено:

1) Таким проектированием деталей, которое сводит до минимума влияние удара молнии; или

2) Использованием приемлемых средств отвода результирующего электрического тока так, чтобы не подвергать опасности самолет.

а*) Испытания и расчеты на воздействие молнии следует производить исходя из условий воздействия на самолет электрических разрядов, приведенных в Приложении к данному параграфу.

1) Металлические элементы конструкции самолета, по которым возможно протекание тока молнии, должны быть соединены в общую электрическую массу. Проводники, соединяющие эти элементы конструкции, при изготовлении их из меди должны иметь поперечное сечение не менее 6 , а при изготовлении из другого материала - иметь эквивалентную проводимость.

Электрическое сопротивление в местах контакта между элементами конструкции должно быть не более 600 мкОм для неподвижных и не более 2000 мкОм для подвижных соединений. В самолетной документации должна быть представлена схема размещения этих проводников или таблица сопротивлений металлизации с указанием контрольных точек и величин максимальных допустимых сопротивлений между ними.

2) При прохождении тока молнии по корпусу самолета не должно быть отказов или ложных срабатываний функциональных систем и устройств, которые могут привести к аварийной или катастрофической ситуации.

3) На самолете должны быть предусмотрены меры (электростатические разрядники, покрытия, перемычки и пр.), обеспечивающие стекание электростатического заряда при полетах в облаках слоистых форм и в осадках без нарушения нормальной работы радиоэлектронного оборудования.

4) При конструировании и размещении антенн, воздействие молнии на которые может привести к аварийной или катастрофической ситуации, должны быть приняты необходимые меры по их защите.

5) При приземлении общая масса самолета должна автоматически соединиться с ВПП, при этом сопротивление заземляющего устройства не должно превышать Ом.

6) На самолетах должно быть предусмотрено устройство с сопротивлением не более 0,5 Ом для подсоединения к наземному контуру заземления при стоянке самолета.

Приложение П25.581

Разработку элементов конструкции и оборудования, стойких к воздействию молнии, а также их испытания следует проводить исходя из условий воздействия на самолет импульса тока, представленного на рис. 1. Порядок применения составляющих А, В, С, D определяется для каждого конкретного случая, при этом могут использоваться как отдельные составляющие, так и сочетания двух или более составляющих.

1. Составляющая А (импульс тока первого обратного разряда) имеет амплитуду () кА, интеграл действия ( и время воздействия до 500 мкс.

Эта составляющая может быть как униполярной, так и колебательной формы.

В обоснованных случаях испытания проводятся при максимальной скорости нарастания тока А/с.

2. Составляющая В (промежуточный ток) имеет среднюю амплитуду () кА при длительности до 5 мс и переносимом заряде () Кл. Эта составляющая должна быть униполярной: прямоугольной, экспоненциальной или линейно спадающей.

3. Составляющая С (постоянный ток) имеет амплитуду от 200 до 800 А при длительности от 0,25 до 1 с и переносимом заряде (20020%) Кл. Эта составляющая должна быть униполярной: прямоугольной, экспоненциальной или линейно спадающей.

4. Составляющая D (ток повторного разряда) имеет амплитуду (10010%) кА и интеграл действия (0,25 ) 20%. эта составляющая может быть как униполярной, так и колебательной формы с временем воздействия до 500 мкс.

Рис. 1. Форма и параметры тока молнии

Составляющая А:

амплитуда тока () кА

интеграл действия

время действия мкс

Составляющая В:

максимальный переносимый заряд () Кл

средняя амплитуда тока (210%) кА

Составляющая С:

переносимый заряд () Кл

амплитуда тока 200-800 А

Составляющая D:

амплитуда тока () кА

интеграл действия

время действия мкс

<< Раздел В - Полет		Раздел >> D - Проектирование и конструкция
	Содержание Авиационные правила МАК. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (АП-25) 1994 г.(5-е издание, с учетом...

Раздел С - Прочность

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас