Раздел С. Прочность

Раздел С - Прочность

Общие положения

ОЛС.301. Нагрузки

(a) Требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на предписанные коэффициенты безопасности). Если нет специальных оговорок, то под заданными нормированными нагрузками подразумеваются эксплуатационные нагрузки.

(b) Если нет специальных оговорок, то нагрузки, возникающие 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.

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

(d) Упрощенные критерии расчета конструкции, приведенные в настоящем разделе и в Приложениях к настоящим Нормам, можно использовать только для самолетов традиционных схем. Если используется Приложение А, то оно полностью заменяет параграфы ОЛС.321-ОЛС.459 настоящего раздела.

ОЛС.303. Коэффициент безопасности

За исключением специально оговоренных случаев коэффициент безопасности принимается равным 1,5.

ОЛС.305. Прочность и деформация

(a) 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 подтверждается динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.

ОЛС.307. Доказательства прочности

(а) Соответствие требованиям прочности и деформации, указанным в ОЛС.305, должно быть продемонстрировано для каждого расчетного случая нагружения.

Подтверждение прочности конструкции одними 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. Динамические испытания, в том числе летные испытания конструкции, считаются приемлемыми, если проводилась имитация расчетных условий нагружения.

(b) Определенные части конструкции должны быть подвергнуты испытаниям в соответствии с разделом D настоящих Норм.

Полетные нагрузки

ОЛС.321. Общие положения

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

(b) Соответствие требованиям настоящего раздела к полетным нагрузкам должно быть продемонстрировано:

(1) Во всем диапазоне расчетных высот полета, в котором ожидается эксплуатация самолета.

(2) Для каждой практически возможной комбинации веса и полезной нагрузки в пределах эксплуатационных ограничений, определенных Руководством по летной эксплуатации.

ОЛС.331. Условия симметричного полета

(a) При определении нагрузок на крыло и поступательных инерционных нагрузок, соответствующих всем условиям симметричного полета, которые указаны в ОЛС.331-ОЛС.345, следует учитывать соответствующие балансировочные нагрузки на горизонтальное оперение точным расчетом или расчетом в запас.

(b) Добавочные нагрузки на горизонтальное оперение при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе должны уравновешиваться инерционными силами от угловых ускорений самолета точным расчетом или расчетом в запас.

ОЛС.333. Границы допустимых скоростей и перегрузок

(a) Общие положения. Соответствие требованиям настоящего раздела должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета (подобной огибающей, представленной в пункте (d) настоящего параграфа), которая представляет собой огибающую полетных нагрузок, предусмотренных в пунктах (b) и (с) настоящего параграфа соответственно при выполнении маневра и полета в неспокойном воздухе.

(b) Ограничения для случая маневра. За исключением случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы предполагается, что самолет подвергается симметричному нагружению при маневрах, при которых действуют нижеследующие эксплуатационные перегрузки:

(1) Положительная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в ОЛС.337, при скоростях вплоть до .

(2) Отрицательная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в ОЛС.337, при скоростях вплоть до .

(3) Перегрузка, величина которой линейно изменяется по скорости от величины, указанной для , до нуля при .

(c) Ограничения для случая полета в неспокойном воздухе.

(1) Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные перегрузки должны соответствовать условиям, которые определяются следующим образом:

(i) должно быть рассмотрено воздействие положительных (направленных вверх) и отрицательных (направленных вниз) порывов ветра интенсивностью 15,2 м/с на скорости ;

(ii) должно быть рассмотрено воздействие положительных и отрицательных порывов интенсивностью 7,6 м/с на скорости .

(2) Предполагается, что:

(i) профиль порыва определяется по формуле

,

где

- эффективная скорость порыва в соответствии с пунктом (c)(1) настоящего параграфа, м/с;

s - расстояние, пройденное в порыве, м;

b - средняя геометрическая хорда крыла, м;

(ii) перегрузки при полете в неспокойном воздухе изменяются линейно по скорости в диапазоне скоростей полета от до .

(d) Допустимая область полета.

Рис. 1

ОЛС.335. Расчетные воздушные скорости

Выбранные расчетные воздушные скорости являются индикаторными скоростями (EAS).

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

(1) в км/ч не может быть меньше, чем ,

где

G/S - нагрузка на крыло, .

(2) Не требуется, чтобы скорость была больше, чем 0,9 на уровне моря.

(b) Расчетная скорость пикирования .

Для скорости принимаются следующие условия:

(1) Скорость не должна быть меньше 1,25 .

(2) По отношению к (потребной минимальной расчетной крейсерской скорости) величина не должна быть меньше, чем 1,4 .

(с) Расчетная маневренная скорость .

Для скорости принимаются следующие условия:

(1) не должна быть меньше, чем ,

где

- скорость срыва с убранными закрылками при расчетном весе, обычно вычисляемая на основании максимального коэффициента подъемной силы самолета ; и

- эксплуатационная маневренная перегрузка.

(2) Не требуется, чтобы значение было больше значения , использованного при расчете.

ОЛС.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки

(a) Положительная эксплуатационная маневренная перегрузка не должна быть меньше, чем 3,8.

(b) Отрицательная эксплуатационная маневренная перегрузка не должна быть больше, чем - 1,5.

ОЛС.341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе

В случае отсутствия более точного метода расчета перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны определяться по следующей формуле:

,

где

- коэффициент ослабления порыва;

- коэффициент масс самолета;

- эффективная скорость порыва в соответствии с ОЛС.333(с), м/с;

- плотность воздуха, ;

G/S - удельная нагрузка на крыло, ;

b - средняя геометрическая хорда крыла, м;

g - ускорение свободного падения, ;

V - индикаторная скорость самолета, м/с; и

- производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/радиан) в случае одновременного действия нагрузок от порывов при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение при точном расчете. Можно пользоваться производной коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки (1/радиан), если нагрузка от порыва при полете в неспокойном воздухе действует только на крыло, а нагрузка от порывов, действующая на горизонтальное оперение, рассматривается как отдельный расчетный случай.

ОЛС.345. Устройства для увеличения подъемной силы

(a) Если во время взлета, захода на посадку или при посадке используются закрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы, то для расчета принимается, что при полностью отклоненных закрылках и на скоростях до на самолет действуют нагрузки симметричных маневров и порывов, которые создают перегрузки в диапазоне, определяемом следующими условиями:

(1) Маневренные - до положительной эксплуатационной перегрузки 2,0.

(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с, направленных нормально к траектории горизонтального полета.

(b) Предполагается, что не должна быть меньше, чем большая из двух скоростей: 1,4 или 1,8 , где - вычисленная скорость срыва с убранными закрылками при расчетном весе, а - вычисленная скорость срыва с полностью выпущенными закрылками при расчетном весе.

Однако, если применяется автоматическое устройство для ограничения нагрузок на закрылки, самолет может быть рассчитан на критические сочетания воздушной скорости и положения закрылков, обеспечиваемые этим устройством.

(c) При проектировании закрылков и поддерживающих конструкций необходимо учитывать:

(1) Влияние встречного порыва с индикаторной скоростью 7,6 м/с.

(2) Влияние спутной струи от воздушного винта в соответствии с ОЛС.457(b).

(d) При определении внешних нагрузок на самолет в целом тягу, спутную струю и угловое ускорение тангажа можно принимать равными нулю.

(e) Требования ОЛС.457 и настоящего параграфа могут выполняться по отдельности или вместе.

ОЛС.347. Условия несимметричного полета

Рассматривается нагружение самолета при несимметричном полете при условиях, указанных в ОЛС.349 и ОЛС.351. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны быть уравновешены точным расчетом или расчетом в запас с учетом основных масс, создающих противодействующие инерционные силы.

ОЛС.349. Случай крена

Крыло и расчалки крыла должны быть рассчитаны на следующие условия нагружения:

(a) Несимметричная нагрузка. Если приведенные ниже значения не приводят к нереальным нагрузкам, то угловые ускорения крена могут быть получены путем изменения условий симметричного полета, указанных в ОЛС.333(d), следующим образом: в позиции А (см. ОЛС.333(d)) предполагается, что 100% аэродинамической нагрузки на полуразмах крыла действует с одной стороны плоскости симметрии и 70% этой нагрузки действует с другой стороны.

(b) На нагрузки от отклонения элеронов при скоростях полета, указанных в ОЛС.455, в сочетании с перегрузкой самолета, составляющей по меньшей мере 2/3 величины положительной эксплуатационной маневренной перегрузки, принятой в расчете. Если приведенные ниже значения не приводят к нереальным нагрузкам, то влияние отклонения элеронов на крутящий момент крыла может быть учтено в критических условиях, указанных в ОЛС.333(d), путем добавления к коэффициенту момента профиля основной части крыла следующего приращения на участке крыла, занятом по размаху элероном, величины

,

где

- приращение коэффициента момента;

- угол отклонения элерона вниз в критических условиях, град.

ОЛС.351. Случай скольжения

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки от скольжения, действующие на вертикальные поверхности в случаях, указанных в параграфах ОЛС.441-ОЛС.445.

ОЛС.361. Крутящий момент двигателя

(а) Подмоторная рама двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(1) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% эксплуатационной нагрузки в позиции А, указанной в ОЛС.333(d).

(2) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с эксплуатационной нагрузкой позиции А, указанной в ОЛС.333(d); и

(b) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте (а) настоящего параграфа, должен быть получен умножением среднего крутящего момента при заданной мощности и скорости воздушного винта на коэффициент:

(1) Для четырехтактных двигателей:

(i) 1,33 - для двигателей с пятью или более цилиндрами;

(ii) 2, 3, 4 или 8 - для двигателей с четырьмя, тремя, двумя или одним цилиндром соответственно.

(2) Для двухтактных двигателей:

(i) 2 - для двигателей с тремя или более цилиндрами;

(ii) 3 или 6 - для двигателей с двумя или одним цилиндром соответственно.

ОЛС.363. Боковая нагрузка на подвеску двигателя

(a) Подмоторная рама двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении (боковую нагрузку на подвеску) и равную не менее чем 1,33.

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

ОЛС.369. Особые условия нагружения для задних частей несущих поверхностей

(а) Если для создания подъемной силы используются несущие задние поверхности, то они должны быть рассчитаны на случаи обратного воздушного потока с расчетной скоростью, равной

,

где

V - в м/с;

М - в кг;

S - в ;

g - в ;

G/S - удельная нагрузка на крыло в .

(b) При определении нагрузок должны использоваться либо аэродинамические данные для профиля крыла в рассматриваемом сечении, либо величина коэффициента , равная - 0,8. При этом распределение нагрузки по хорде должно приниматься по закону треугольника с пиком нагрузки на задней кромке и с нулевой нагрузкой на передней кромке.

ОЛС.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 нагрузки от симметричных маневров и порывов, приведенные в ОЛС.333, ОЛС.337 и ОЛС.341, и на нагрузки от маневров со скольжением и от боковых порывов, приведенные в ОЛС.441 и ОЛС.443, причем указанные выше устройства должны находиться в выпущенном положении на всех скоростях вплоть до указанной на трафарете максимальной скорости полета с выпущенными устройствами; и

(b) Если в этих устройствах предусматривается автоматическое управление или ограничение нагрузки, то самолет должен быть рассчитан на нагрузки от маневров и порывов, указанные в пункте (а) настоящего параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допускаются их механизмами.

Нагрузки на поверхности и систему управления

ОЛС.391. Нагрузки на поверхности управления

(a) Считается, что нагрузки на поверхности управления, указанные в ОЛС.397-ОЛС.459, имеют место в случаях, приведенных в ОЛС.331-ОЛС.351.

(b) Если это разрешено в ОЛС.397-ОЛС.459, то для определения точного соответствия требованиям указанных параграфов вместо конкретных данных о поверхностях управления можно использовать значения нагрузок на поверхности управления, содержащиеся в Приложении В настоящих Норм, если только эти значения не приводят к нереальным нагрузкам.

ОЛС.395. Нагрузки на системы управления

(a) Все системы управления полетом и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие не менее чем 125% вычисленных шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления в случаях, указанных в ОЛС.391-ОЛС.459. Кроме того, требуется следующее:

(1) Эксплуатационные нагрузки на систему управления не должны превышать наибольшие из нагрузок, которые могут быть созданы пилотом. Не требуется, чтобы усилия пилота, используемые при расчете, были больше усилий, предписанных в ОЛС.397(b).

(2) В любом случае расчет должен обеспечивать жесткость системы в эксплуатации с учетом заклинивания, порывов ветра на земле, руления с попутным ветром, инерционных сил системы управления и сил трения. Соответствие этому требованию может быть доказано расчетом нагрузок, возникающих от приложения эксплуатационных усилий, указанных в ОЛС.397(b).

(b) Коэффициент 1,25 (125%) вычисленных шарнирных моментов следует использовать при расчете систем руля высоты, элеронов и руля направления. Но если шарнирные моменты берутся по данным тщательных летных испытаний, то коэффициент можно уменьшить вплоть до 1,0; причем фактическое уменьшение зависит от точности и надежности данных.

(c) Считается, что усилия пилота, используемые при расчете, действуют на соответствующие рукоятки управления или опорные площадки педалей так же, как они действовали бы в полете, и уравновешиваются в точках присоединения проводки управления к кабанчикам поверхностей управления.

ОЛС.397. Эксплуатационные усилия и моменты управления

(a) В расчетных случаях нагружения поверхностей управления в полете воздушные нагрузки на отклоняемые поверхности и соответствующие углы отклонения поверхностей не должны превышать тех, что возникают в полете при приложении пилотом любого усилия, указанного в пункте (b) настоящего параграфа. При использовании этого критерия должно быть учтено влияние триммеров.

(b) Значения эксплуатационных усилий и моментов, прикладываемых пилотом:

Орган управления	Эксплуатационные усилия или моменты, кгс (D - диаметр штурвала, м)
Элерон:
Ручка управления	30,4
Штурвал*	22,7 D
Руль высоты:
Ручка управления	75,8
Штурвал	90,8
(симметрично)
Руль направления	90,8

(с) Система управления рулем направления должна быть рассчитана на нагрузки в 100 кгс, действующие вперед одновременно на каждую педаль.

ОЛС.399. Двойное управление

Системы двойного управления должны быть рассчитаны на:

(a) Совместное действие пилотов в одном и том же направлении.

(b) Действия пилотов в противоположных направлениях, причем усилие каждого пилота составляет 0,75 нагрузки, указанной в ОЛС.395(а).

ОЛС.405. Вспомогательная система управления

Вспомогательные органы управления, такие, как тормоза колес, интерцепторы и органы управления триммерами, должны быть рассчитаны на вероятные максимальные усилия, которые пилот может приложить к этим органам управления.

OЛC.407. Влияние нагрузки от триммеров

Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует учитывать только в том случае, когда нагрузки на поверхности ограничены максимальным усилием пилота. В этих случаях считается, что триммеры отклонены в направлении, помогающем пилоту.

Эти отклонения должны соответствовать максимальной степени разбалансировки, ожидаемой при скорости, которая соответствует рассматриваемому случаю.

ОЛС.409. Триммеры

Триммеры поверхностей управления должны быть рассчитаны на самое неблагоприятное сочетание скорости полета и угла отклонения триммера, которое может иметь место в диапазоне режимов полета при любом используемом случае нагружения.

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

* Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является расчетным, должна быть также рассчитана на действие одной тангенциальной силы, максимальное эксплуатационное значение момента от которой в 1,25 раза больше момента пары сил, определенной по указанным выше критериям.

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

ОЛС.415. Случаи порыва ветра на земле

(a) Система управления должна быть следующим образом рассчитана на нагрузки поверхностей управления при порывах ветра на земле и при рулении с попутным ветром:

(1) Нагрузки должны передаваться только от кабанчиков поверхностей управления на ближайшие упоры или струбцины и поддерживающие их конструкции.

(2) Нагрузки определяются по следующей формуле:

,

где

- эксплуатационный шарнирный момент, ;

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

S - площадь поверхности управления за осью вращения, ;

q - скоростной напор при расчетной скорости не ниже 2,01 (м/с), но не выше 26,8 м/с;

К - коэффициент максимального эксплуатационного шарнирного момента от порывов ветра на земле, приведенный в пункте (b) настоящего параграфа (для элеронов и рулей высоты положительное значение К указывает на момент, стремящийся уменьшить отклонение поверхности, а отрицательное значение К указывает на момент, стремящийся увеличить отклонение поверхности).

(b) Коэффициент К эксплуатационного шарнирного момента для порывов ветра на земле должен принимать следующие значения:

Поверхность		К	Положение органов управления
(а)	Элерон	0,75	Колонка управления зафиксирована в среднем положении
(b)	Элерон		Элероны отклонены на максимальный угол, на одном элероне момент "+", на другом "-"
(с)	Руль высоты		Руль высоты отклонен вверх на максимальный угол
(d)	Руль высоты		Руль высоты отклонен вниз на максимальный угол
(е)	Руль направления		Руль направления в нейтральном положении
(f)	Руль направления		Руль направления отклонен на максимальный угол

Поверхности горизонтального оперения

ОЛС.421. Балансировочные нагрузки

(a) Балансировочная нагрузка горизонтального оперения - это нагрузка, необходимая для сохранения равновесия в любых заданных условиях полета при нулевом ускорении тангажа.

(b) Поверхности горизонтального оперения должны быть рассчитаны на балансировочные нагрузки, имеющие место в любой точке на огибающей предельных маневров и при соблюдении условий, указанных в ОЛС.345 для закрылков. Распределение нагрузки может быть принято согласно рис. В6 Приложения В.

ОЛС.423. Маневренные нагрузки

Каждая поверхность горизонтального оперения должна быть рассчитана на маневренные нагрузки, возникающие в одном из следующих условий:

(a) На скорости полета рассматривается резкое отклонение руля высоты:

(1) На максимальный угол вверх; и

(2) На максимальный угол вниз.

При этом отклонения руля высоты ограничиваются либо упорами управления, либо усилием пилота, в зависимости от того, что является критичным.

Нагрузки на поверхности горизонтального оперения и их распределение могут быть приняты согласно параграфу В11 и рис. В7 Приложения В соответственно.

(b) На скоростях полета более рассматривается случай резкого отклонения руля высоты вниз, а затем вверх, сопровождаемого возникновением совместных нормальных и угловых ускорений, приведенных ниже.

Случай нагружения	Нормальная нагрузка	Угловое ускорение,
Отклонение вниз	1,0
Отклонение вверх

- положительная эксплуатационная маневренная перегрузка, принятая в расчете самолета;

V - начальная скорость при маневре, м/с.

Расчетные условия настоящего параграфа включают в себя нагрузки, которые могут иметь место при выполнении "контролируемого маневра" (маневра, при котором рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, а затем - в противоположном направлении). Величина и время отклонения рычага управления по тангажу выбираются таким образом, чтобы исключалось превышение эксплуатационной перегрузки. Результирующая нагрузка на горизонтальное оперение как в случае действия нагрузки вниз, так и в случае действия нагрузки вверх определяется суммированием уравновешивающей нагрузки, определяемой на скорости V и при установленном значении нормальной перегрузки, и приращения маневренной нагрузки от действия установленного значения углового ускорения. При определении значения приращения маневренной нагрузки можно использовать данные, приведенные на рис. В2, и распределение нагрузок согласно рис. В7 (для нагрузок, действующих вниз) и на рис. В8 (для нагрузок, действующих вверх) Приложения В.

(c) Резкое отклонение руля высоты должно быть рассмотрено в следующих случаях:

(1) Скорость , максимальное отклонение вверх.

(2) Скорость , максимальное отклонение вниз.

(3) Скорость , отклонение вверх на 1/3 от максимального.

(4) Скорость , отклонение вниз на 1/3 от максимального. Следует сделать следующие допущения:

(A) Самолет первоначально находится в горизонтальном полете и его положение и воздушная скорость не меняются.

(B) Нагрузки сбалансированы инерционными силами.

(d) При резких отклонениях руля высоты нормальная перегрузка изменяется от начальной до конечной величины в соответствии с приведенным ниже и рис. 1.

Скорость	Начальные условия	Конечные условия	Приращение
		A
	А
		G
	G
		D
	D
		E
	E

(См. ОЛС.333)

При расчете можно не учитывать разницу значений воздушной скорости между и величиной, соответствующей точке G в области возможных режимов маневрирования.

Должны быть сделаны следующие предположения:

(1) Самолет находится первоначально в горизонтальном полете и его положение и скорость не меняются.

(2) Нагрузки уравновешены инерционными силами.

(3) Приращение аэродинамической нагрузки на горизонтальное оперение определяется следующим выражением:

,

где

;

- приращение нагрузки на горизонтальное оперение, положительное в направлении вверх, кгс;

- приращение перегрузки;

G - вес самолета, кгс;

m - масса самолета, ;

- расстояние вдоль оси самолета от фокуса аэродинамической нагрузки до центра тяжести самолета, находящегося позади фокуса, рассчитанного без учета хвостового оперения, м;

- производная момента воздушных сил самолета по безразмерной угловой скорости;

- средняя аэродинамическая хорда крыла, м;

- плотность воздуха на заданной высоте полета, ;

- расстояние от центра тяжести самолета до центра давления горизонтального оперения, м;

S - площадь крыла, .

Рис. 1. Маневры в вертикальной плоскости

ОЛС.425. Нагрузки от воздушных порывов

(a) Каждая поверхность горизонтального хвостового оперения должна быть рассчитана на нагрузки, возникающие:

(1) От порывов со скоростями, указанными в ОЛС.333(c) и действующими при убранных закрылках.

(2) От восходящих и нисходящих порывов с номинальной интенсивностью 7,6 м/с при скорости в соответствии с условиями, указанными в ОЛС.345(а)(2).

(b) Нагрузки согласно рис. В3 и распределение согласно рис. В8 можно использовать для определения дополнительной нагрузки от воздушного порыва в соответствии с требованиями пункта (а) настоящего параграфа применительно к положительному и отрицательному приращению для условий пункта (с) настоящего параграфа.

(c) При определении полной нагрузки на горизонтальное оперение для случаев, указанных в пункте (а) настоящего параграфа, вначале надо определить исходные балансировочные нагрузки на оперение для установившегося полета без ускорений с соответствующими расчетными скоростями и . Дополнительная нагрузка на оперение, возникающая от порывов, должна добавляться к исходной балансировочной нагрузке на оперение для получения полной нагрузки на оперение.

(d) В случае отсутствия более точного расчета дополнительную нагрузку на оперение от порыва следует вычислять по формуле

,

где

- нагрузка на горизонтальное оперение от порыва, кгс;

- коэффициент ослабления порыва, определенный в ОЛС.341;

- эффективная скорость порыва, м/с;

V - индикаторная скорость полета, м/с;

- наклон кривой коэффициента подъемной силы горизонтального оперения, 1/рад;

- площадь горизонтального оперения, ;

- коэффициент скоса потока.

ОЛС.427. Несимметричные нагрузки

(а) Горизонтальное хвостовое оперение и элементы конструкции, к которым оно крепится, должны быть рассчитаны на несимметричные нагрузки, возникающие при скольжении и воздействии спутной струи от воздушных винтов, в сочетании с нагрузками, предписанными для условий полета, рассмотренных в ОЛС.421-ОЛС.425.

(b) При отсутствии более точных данных для самолетов обычных схем (в части расположения двигателей, крыла, хвостового оперения и формы фюзеляжа) можно считать, что:

(1) 100% максимальной нагрузки случая симметричного полета действует на поверхность оперения по одну сторону плоскости симметрии; а

(2) По другую сторону должны прикладывать процентов этой нагрузки, но ее величина не должна превышать 80%.

- заданная положительная маневренная перегрузка.

Поверхности вертикального оперения

ОЛС.441. Маневренные нагрузки

(a) При скоростях вплоть до поверхности вертикального оперения должны рассчитываться на перечисленные ниже условия. При расчете нагрузок на эти поверхности угловую скорость рыскания можно принять равной нулю:

(1) При полете самолета без ускорений и рыскания рассматривается резкое отклонение педалей на максимальный угол, допускаемый упорами управления или эксплуатационным усилием пилота.

(2) При отклонении руля направления, определяемом в пункте (a)(1) настоящего параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.

(3) При максимальном угле скольжения принимается, что педаль возвращается в нейтральное положение (кроме случая ограничения физической силой пилота).

(b) При определении маневренных нагрузок на вертикальное оперение вместо требований, установленных пунктами (a)(1), (a)(2) и (a)(3) настоящего параграфа, можно использовать средние значения нагрузки, приведенные в параграфе В11 и на рис. В1, и распределения нагрузки, заданные согласно рис. В6, В7 и В8 Приложения В соответственно.

(c) Углы скольжения, заданные в пункте (a)(3) настоящего параграфа, могут быть уменьшены, если выбранный угол скольжения при определенных скоростях невозможно превысить:

(1) При установившемся скольжении.

(2) При нескоординированных выводах из глубокого крена.

ОЛС.443. Нагрузки от воздушных порывов

(a) Поверхности вертикального оперения в полете без ускорений при скорости должны выдерживать боковые порывы с интенсивностью, указанной в ОЛС.333(c) для .

(b) При отсутствии более точного метода расчета величина нагрузки от воздействия порыва должна быть определена по формуле

,

где

- нагрузка на вертикальное оперение, кгс;

- коэффициент ослабления порыва

- коэффициент массы

- эффективная индикаторная скорость порыва, м/с;

- плотность воздуха, ;

М - масса самолета, кг;

- площадь вертикального оперения, ;

- средняя геометрическая хорда вертикального оперения, м;

- производная коэффициента боковой силы по углу скольжения вертикального оперения, 1/рад;

K - радиус инерции относительно оси Y самолета, м;

- расстояние от центра тяжести самолета до центра давления вертикального оперения, м;

g - ускорение свободного падения, ;

V - индикаторная скорость самолета, м/с.

(c) В качестве нагрузки на вертикальное оперение, вместо указанной выше нагрузки, можно использовать нагрузку и ее распределение, указанные на рис. В5 и В8 Приложения В соответственно.

ОЛС.445. Разнесенные вертикальные поверхности

(а) Если на горизонтальном хвостовом оперении установлены разнесенные вертикальные поверхности, то поверхности оперения должны быть рассчитаны на одновременное действие максимальной нагрузки на горизонтальное оперение и соответствующих нагрузок на вертикальное оперение, вызванных эффектом концевых шайб. Эти последние нагрузки не требуется суммировать с другими нагрузками на вертикальное оперение.

(b) Если часть разнесенной вертикальной поверхности находится выше, а часть - ниже горизонтальной поверхности, то критическая удельная нагрузка на вертикальную поверхность (нагрузка на единицу площади), заданная в ОЛС.441 и ОЛС.443, должна прикладываться;

(1) К части вертикальной поверхности, находящейся выше горизонтальной, а 80% этой нагрузки - к части, находящейся ниже; и

(2) К части вертикальной поверхности, находящейся ниже горизонтальной, а 80% этой нагрузки - к части, находящейся выше.

(c) Применяя условия рыскания, указанные в ОЛС.441 и ОЛС.443, к вертикальным поверхностям, рассмотренным в пункте (b) настоящего параграфа, необходимо учитывать влияние концевых шайб на разнесенные вертикальные поверхности.

Дополнительные условия для поверхностей хвостового оперения

ОЛС.447. Совместное нагружение хвостового оперения

(a) В условиях нагружения самолета, которые соответствуют точкам А или D на диаграмме "V-n", представленной в ОЛС.333(d) (в зависимости от того, в какой точке балансировочные нагрузки больше), нагрузки на горизонтальное оперение должны сочетаться с нагрузками на вертикальное оперение, указанными в ОЛС.441.

(b) Следует считать, что 75% нагрузок на горизонтальное оперение, определенных в ОЛС.423, и 75% нагрузок на вертикальное оперение, указанных в ОЛС.441, действуют одновременно.

ОЛС.449. Дополнительные нагрузки, прикладываемые к V-образным поверхностям хвостового оперения

Самолет с V-образным хвостовым оперением должен быть рассчитан на действие воздушного порыва, перпендикулярного по отношению к одной из стабилизирующих поверхностей, на скорости . Этот случай является дополнительным к эквивалентным рассмотренным случаям для горизонтального и вертикального оперений.

Взаимодействие поверхностей V-образного оперения должно быть адекватно учтено.

Элероны, закрылки и специальные устройства

ОЛС.455. Элероны

(a) Элероны должны быть рассчитаны на нагрузки, которым они подвергаются:

(1) При нейтральном положении в условиях симметричного полета; и

(2) При следующих отклонениях (кроме ограниченных физической силой пилота) в условиях несимметричного полета:

(i) резкое отклонение органов управления элеронами на максимальный угол на скорости . Приемлемые допущения могут быть сделаны относительно скорости отклонения системы управления;

(ii) отклонение на скорости , при большей чем , достаточное для создания угловой скорости крена не ниже получаемой согласно пункту (a)(2)(i) настоящего параграфа;

(iii) отклонение на скорости , достаточное для создания угловой скорости крена не ниже 1/3 угловой скорости, получаемой согласно пункту (a)(2)(i) настоящего параграфа.

(b) При расчете элеронов могут быть использованы средние нагрузки и их распределение, приведенные в параграфе B11 и на рис. В1 и В9 Приложения В соответственно.

ОЛС.457. Закрылки

(a) Закрылки, их механизмы управления и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на критические нагрузки, возникающие в полете с выпущенными закрылками при любом положении закрылков. Если применяется автоматическое устройство для ограничения нагрузок на закрылки, то расчет можно производить на критические сочетания воздушной скорости и положения закрылков, допускаемые этим устройством.

(b) Влияние спутной струи от воздушного винта, соответствующее взлетной мощности, должно учитываться при скорости не ниже 1,4 , где - расчетная скорость срыва при расчетном весе с полностью убранными закрылками. При определении влияния спутной струи перегрузка может приниматься равной 1,0.

ОЛС.459. Специальные устройства

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

Наземные нагрузки

ОЛС.471. Общие положения

Считается, что эксплуатационные нагрузки на земле, указанные в настоящем подразделе, являются внешними и инерционными нагрузками, которые действуют на конструкцию самолета. В каждом указанном случае нагружения внешние реакции должны быть уравновешены поступательными и вращательными инерционными силами на основании точного расчета или расчета в запас.

ОЛС.473. Условия нагружения на земле и основные предположения

(a) Требования к наземным нагрузкам настоящего подраздела должны удовлетворяться при максимальном расчетном весе самолета.

(b) Выбранная максимальная вертикальная инерционная перегрузка в центре тяжести самолета для случаев нагружения на земле, изложенных в данном параграфе, не может быть меньше полученной при посадке с вертикальной скоростью снижения при условии, что эта скорость не должна быть более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с.

(c) Разрешается сделать допущение о том, что подъемная сила крыла, не превышающая 2/3 веса самолета, имеет место в течение всего времени действия удара при посадке и проходит через центр тяжести. Перегрузка от реакции земли может быть принята равной инерционной перегрузке минус отношение вышеуказанной подъемной силы крыла к весу самолета.

(d) Испытания на поглощение энергии (для определения эксплуатационной перегрузки, соответствующей потребным эксплуатационным скоростям снижения) должны проводиться в соответствии с ОЛС.725.

(e) Инерционная перегрузка, принимаемая для расчетных целей, не может быть менее 2,67, а эксплуатационная перегрузка от реакции земли также не может быть менее 2,0 при максимальном расчетном весе, если только эти минимальные значения не будут превышены при движении со скоростями вплоть до скорости взлета с наиболее неподготовленных аэродромов, которые могут быть использованы при эксплуатации самолета.

ОЛС.477. Схемы шасси

ОЛС.479-ОЛС.483 и Приложение С применяются к самолетам с обычным расположением носовой и основных стоек или хвостовой и основных стоек шасси.

ОЛС.479. Условия горизонтальной посадки

(a) Для горизонтальной посадки принимается, что самолет находится в следующих положениях:

(1) Самолеты с хвостовыми колесами - в обычном положении горизонтального полета.

(2) Самолеты с носовыми колесами - в положениях, при которых:

(i) носовое и основные колеса касаются земли одновременно; и

(ii) основные колеса касаются земли, а носовое колесо едва приподнято над землей.

Положение, указанное в пункте (a)(2)(i) настоящего параграфа, можно использовать при анализе, требуемом в пункте (a)(2)(ii) настоящего параграфа.

(b) Одновременно с вертикальными реакциями земли должным образом прикладываются лобовые нагрузки, не меньшие чем 25% от максимальных вертикальных реакций, без учета разгрузки от подъемной силы крыла.

ОЛС.481. Условия посадки с опущенным хвостом

(a) Для посадки с опущенным хвостом принимается, что самолет находится в следующих положениях:

(1) Самолеты с хвостовым колесом - в положении, при котором хвостовое и основные колеса касаются земли одновременно.

(2) Самолеты с носовым колесом - либо в положении сваливания, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли каждой части самолета (берется меньший угол).

(b) Для самолетов как с хвостовым, так и с носовым колесом принимается, что реакции земли являются вертикальными, при этом колеса имеют скорость, которая была достигнута перед максимальной вертикальной нагрузкой.

ОЛС.483. Условия посадки на одно колесо

Для случая посадки на одно колесо принимается, что самолет находится в горизонтальном положении и касается земли одной из основных стоек шасси. В этом положении реакции земли для этой стойки шасси должны быть такими же, как это определено в ОЛС.479.

ОЛС.485. Условия действия боковой нагрузки

(а) Для случая действия боковой нагрузки принимается, что самолет находится в горизонтальном положении, касаются земли только основные колеса, а амортизаторы и шины обжаты до их статических положений.

(b) Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,33, при этом вертикальная реакция земли поровну распределена между основными колесами.

(c) Эксплуатационная боковая инерционная перегрузка должна быть равна 0,83, при этом боковая реакция земли распределена между основными колесами так, что:

(1) 0,5 G - действует на одну стойку шасси и направлена к борту фюзеляжа; и

(2) 0,33 G - действует на другую стойку шасси и направлена от борта фюзеляжа.

ОЛС.493. Условия качения с торможением

Согласно условиям качения с торможением, при которых амортизатор и шины обжаты до их статических положений, принимается следующее:

(a) Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,33.

(b) Положения самолета и контакты с землей должны быть такими же, как описано в ОЛС.479 для горизонтальных посадок.

(c) Лобовая реакция, равная вертикальной реакции на колесо, умноженной на коэффициент трения 0,8, должна быть приложена в точке контакта с землей каждого тормозного колеса, при условии, что лобовая реакция не должна превышать максимального значения, основанного на эксплуатационном тормозном моменте.

ОЛС.497. Дополнительные условия нагружения для хвостовых колес

При определении наземных нагрузок на хвостовое колесо и подверженную нагружению поддерживающую конструкцию выполняется следующее:

(a) При наезде на препятствие эксплуатационная реакция земли, полученная в случае посадки с опущенным хвостом, действует вверх и назад через ось колеса под углом 45°. Может быть принято, что амортизатор и шина обжаты до их статических положений.

(b) При действии боковой нагрузки принимается, что эксплуатационная вертикальная реакция земли, равная статической нагрузке на хвостовое колесо, сочетается с равным по величине боковым компонентом. Кроме того:

(1) Если имеется шарнирное соединение с вертикальной осью, то принимается, что хвостовое колесо повернуто на 90° относительно продольной оси самолета, а результирующая нагрузка от земли проходит через ось колеса.

(2) Если используется стопор, механизм управления или демпфер шимми, то предполагается, что хвостовое колесо находится в положении вдоль оси самолета, а боковая нагрузка действует в точке контакта с землей; и

(3) Принимается, что амортизатор и шина обжаты до их статических положений.

ОЛС.499. Дополнительные условия нагружения для носовых колес

При определении наземных нагрузок на носовые колеса и на подверженную нагружению поддерживающую конструкцию, в предположении, что амортизаторы и шины находятся в их статических положениях, должны удовлетворяться следующие условия:

(a) При нагрузках, направленных назад, составляющие эксплуатационной силы на оси колеса должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 статической нагрузки на колесо; и

(2) Лобовая составляющая - 0,8 от вертикальной нагрузки.

(b) При нагрузках, направленных вперед, составляющие эксплуатационной силы на оси колеса должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 статической нагрузки на колесо; и

(2) Направленная вперед составляющая - 0,4 от вертикальной нагрузки.

(c) При боковых нагрузках составляющие эксплуатационной силы в точке контакта с землей должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 статической нагрузки на колесо; и

(2) Боковая составляющая - 0,7 от вертикальной нагрузки.

ОЛС.505. Дополнительные требования для самолетов с лыжным шасси

При определении наземных нагрузок на самолет с лыжным шасси, полагая, что самолет находится на земле с "примороженной" одной главной лыжей и другими лыжами, свободными для скольжения, считается, что максимальная боковая эксплуатационная нагрузка равна 0,036 максимального расчетного веса самолета и приложена вблизи хвостовой части с коэффициентом безопасности, равным 1.

Нагрузки на воде

ОЛС.521. Случаи нагрузок на воде

Конструкция гидросамолетов и самолетов-амфибий должна быть рассчитана 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 скоростей снижения при наиболее неблагоприятном состоянии водной поверхности.

Случаи аварийной посадки

ОЛС.561. Общие положения

(a) Конструкция самолета, хотя она и может быть повреждена в случае аварийной посадки, должна, в соответствии с настоящим параграфом, обеспечивать в этих условиях защиту всех пассажиров и членов экипажа.

(b) Конструкция должна быть спроектирована так, чтобы у каждого человека на борту имелась реальная возможность избежать травмирования при незначительных разрушениях в случаях аварийной посадки:

(1) При правильном использовании поясных и привязных ремней безопасности.

(2) Когда каждый человек на борту испытывает инерционные нагрузки, соответствующие следующим расчетным перегрузкам:

(i) вверх	3,0;
(ii) вперед	9,0;
(iii) вбок	1,5.

(с) Крепление каждого отдельного тяжелого предмета, который в случае отрыва может нанести травму человеку на борту, должно быть спроектировано с учетом перегрузок, установленных выше, кроме случая, когда двигатель установлен позади и выше кабины. В этом случае подвеска двигателя и поддерживающая ее конструкция рассчитываются на расчетную перегрузку 15, действующую вперед.

(d) Конструкция должна предохранять находящихся на борту людей при полном опрокидывании самолета. При этом предполагается, что при отсутствии более точных данных:

(1) Инерционная сила, действующая вверх, соответствует расчетной перегрузке 3,0; и

(2) Коэффициент трения с землей равен 0,5.

(e) Все самолеты с убирающимся шасси должны быть спроектированы так, чтобы обеспечить защиту каждому человеку на борту при посадке:

(1) С убранным шасси.

(2) С умеренной скоростью снижения.

(3) Исходя из предположения (при отсутствии более точного расчета), что:

(i) расчетная инерционная перегрузка вниз равна 3,0;

(ii) коэффициент трения с землей равен 0,5.

Оценка усталостной прочности

ОЛС.572. Части конструкции, являющиеся критическими с точки зрения безопасности

(a) Должны быть определены все части основной силовой конструкции, разрушение которых может быть рассмотрено как критическое для безопасности, так как может представлять опасность для находящихся на борту людей и/или привести к потере самолета.

(b) Должны быть представлены достаточные доказательства того, что каждая из частей конструкции, определенных в пункте (а) настоящего параграфа, имеет характеристики прочности, необходимые для достижения приемлемого безопасного ресурса.