Раздел В - Полет

Общие положения

23.21. Доказательство соответствия

(a) Соответствие всем требованиям данного раздела должно быть обеспечено при всех установленных комбинациях веса и центровки самолета в пределах вариантов загрузки, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:

(1) Посредством испытаний на самолете того типа, на который запрошен сертификат типа, или посредством расчетов, основанных на результатах испытаний и не уступающих им по точности; и

(2) Посредством анализа всех возможных комбинаций веса и центровки, если по результатам исследованных комбинаций не может быть сделан обоснованный вывод о соответствии.

(b) В процессе летных испытаний разрешаются следующие величины допустимых отклонений параметров. Однако для отдельных испытаний могут быть разрешены большие допуски.

Параметр	Допуск
Вес	+5%, -10%
Критич. параметры, зависящие от веса	+5%, -1%
Центровка	от полного диапазона

23.23. Ограничения по распределению нагрузки

(a) Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, в пределах которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах поперечного распределения нагрузки, которые могут быть неумышленно превышены, то должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.

(b) Ограничения по распределению нагрузки не могут превышать:

(1) Выбранных пределов.

(2) Пределов, при которых испытывалась конструкция.

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

23.25. Весовые ограничения

(а) Максимальный вес. Максимальный вес - это наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм (кроме тех требований, которые удовлетворяются при расчетном посадочном весе). Максимальный вес должен устанавливаться таким образом, чтобы он:

(1) Был не больше, чем наименьший из приведенных ниже:

(i) Наибольший вес, выбранный Заявителем; или

(ii) Максимальный расчетный вес, т.е. наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм к нагружению конструкции (кроме тех требований, которые удовлетворяются при расчетном посадочном весе); или

(iii) Наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям к летным характеристикам.

(2) Был не менее, чем вес, определенный:

(i) При предположении, что все места заняты, вес каждого пилота и пассажира 77 кгс на самолетах нормальной и переходной категории и 86 кгс на самолетах многоцелевой и акробатической категорий, если на трафарете не указан другой вес; и

(А) При полностью заправленных маслобаках.

(В) При количестве топлива, достаточном, по крайней мере, для полета при работе двигателя(ей) на режиме максимальной продолжительной мощности не менее 30 мин для дневного визуального полета и не менее 45 мин для ночного полета и полета по приборам.

(ii) Летный экипаж минимального состава на рабочих местах, топливные баки и маслобаки заполнены полностью.

(b) Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм) должен устанавливаться таким образом, чтобы он был не больше суммы:

(1) Веса пустого самолета, определяемого в соответствии с 23.29.

(2) Веса требуемого минимального экипажа (считая вес каждого члена экипажа по 77 кгс); и

(3) Веса топлива, определяемого следующим образом:

(i) Для самолетов с ТРД - равного 5% от полной заправки топливом при конкретной компоновке топливных баков; и

(ii) Для других самолетов - равного весу топлива, необходимого на полчаса полета на режиме работы двигателей при максимальной продолжительной мощности.

23.29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка

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

(1) Закрепленного балласта.

(2) Невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с 23.959; и

(3) Полного веса рабочих жидкостей, включая:

(i) Масло.

(ii) Гидравлическую жидкость; и

(iii) Другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, за исключением питьевой воды; воды, предварительно заливаемой в туалет, воды, предназначенной для впрыска в двигатель(и).

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

23.31. Съемный балласт

Для демонстрации соответствия самолета требованиям настоящего раздела к летным характеристикам разрешается использовать съемный балласт, если:

(a) Место размещения балласта и его крепление надлежащим образом спроектировано и установлено и имеет маркировку в соответствии с 23.1557; и

(b) В Руководстве по летной эксплуатации, в утвержденных инструкциях или на соответствующих трафаретах и надписях имеются указания по правильному размещению съемного балласта для каждого варианта загрузки, при котором необходим съемный балласт.

23.33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта

(a) Общие положения. Должны быть установлены такие предельные значения частоты вращения и шага воздушного винта, которые обеспечивают безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации.

(b) Воздушные винты с неизменяемым в полете шагом.

(1) На взлете и на начальном участке набора высоты при наивыгоднейшей скорости со всеми работающими двигателями, определенной в 23.65, воздушный винт должен ограничивать частоту вращения вала двигателя при полностью открытом дросселе или при максимально допустимом взлетном давлении наддува величиной, не превышающей максимально допустимую взлетную частоту вращения

(2) В процессе планирования с закрытым дросселем, при непревышаемой скорости ( или ), обозначенной на трафарете, воздушный винт не должен вызывать раскрутку двигателя более чем до 110% частоты вращения максимального продолжительного режима.

(c) Воздушные винты изменяемого в полете шага без регулятора постоянной частоты вращения. Каждый воздушный винт, шагом которого можно управлять в полете, но не имеющий регулятора постоянной частоты вращения, должен иметь средства ограничения пределов шага с тем, чтобы:

(1) При наименьшем возможном шаге соблюдалось соответствие пункту (b)(1) настоящего параграфа, и

(2) При наибольшем возможном шаге соблюдалось соответствие пункту (b)(2) настоящего параграфа.

(d) Воздушные винты изменяемого в полете шага с регулятором постоянной частоты вращения. Каждый воздушный винт изменяемого в полете шага с регулятором постоянной частоты вращения должен иметь:

(1) При работающем регуляторе - находящиеся в регуляторе средства для ограничения максимальной частоты вращения вала двигателя величиной, равной максимально допустимой взлетной частоте вращения

(2) При неработающем регуляторе, минимальном шаге лопастей воздушного винта и работе двигателя на режиме взлетной мощности, при стоянке самолета и отсутствии ветра

(i) Средства для ограничения максимальной частоты вращения вала двигателя величиной 103% от максимально допустимой взлетной частоты вращения, или

(ii) Для двигателя с одобренной величиной превышения скорости вращения - средства для ограничения частоты вращения вала двигателя и винта до величины не более одобренной

Летные характеристики

23.45. Общие положения

(a) Если нет других указаний, требования данного подраздела к летным характеристикам должны удовлетворяться:

(1) В спокойном воздухе и в условиях стандартной атмосферы, и

(2) В условиях конкретной окружающей атмосферы для самолетов переходной категории, для самолетов с поршневыми двигателями и максимальным весом более чем 2720 кг и для самолетов с газотурбинными двигателями.

(b) Если нет других указаний, требования данного подраздела к характеристикам взлета и посадки должны удовлетворяться при следующих условиях:

(1) До высоты аэродрома над уровнем моря 3000 м.

(2) При температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30°С - для самолетов с поршневыми двигателями с весом 2720 кг и менее.

(3) Для самолетов с поршневыми двигателями, максимальным весом 2720 кг и более, а также для самолетов с газотурбинными двигателями - при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30°С или температуре при которой определяется соответствие требованиям 23.1041-23.1047 к системам охлаждения (если эта температура ниже)

(c) Характеристики самолета должны быть определены при установке створок капота или средств управления системой охлаждения двигателя воздухом в положение, соответствующее требованиям параграфов 23.1041-23.1047

(d) Располагаемая эффективная тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя, не превышающей установленную мощность или тягу, минус:

(1) Потери на установку, и

(2) Мощность или эквивалентная тяга, поглощаемые агрегатами и оборудованием применительно к конкретным окружающим атмосферным условиям и конкретному режиму полета.

(e) Летные характеристики, на которые влияет мощность или тяга двигателя, должны определяться при относительной влажности воздуха:

(1) 80% - при температуре стандартной атмосферы и ниже.

(2) От 80% - при температуре стандартной атмосферы, линейно изменяющейся до 34% - при температуре на 28°С выше температуры стандартной атмосферы и при более высокой температуре.

(f) Если не предписано иное, определение дистанции взлета и посадки, изменения конфигурации, скорости и тяги двигателя(ей) должны соответствовать процедурам, установленным Заявителем для эксплуатации. Эти процедуры должны быть такими, чтобы их мог выполнить экипаж средней квалификации.

(g) Дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть установлены для ровной, сухой и твердой ВПП.

Примечание. Если самолет эксплуатируется на грунтовых и снежных аэродромах, дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть определены и приведены в РЛЭ в соответствии с 23.1583(р).

(h) К самолетам переходной категории относится также следующее:

(1) Если не предписано иное, Заявитель должен выбрать конфигурации самолета, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(2) Конфигурация самолета может варьироваться в зависимости от веса, высоты и температуры таким образом, чтобы быть совместимой с эксплуатационными процедурами, требуемыми в пункте (h)(3) настоящего параграфа.

(3) Если не предписано иное, определение характеристик взлета при неработающем критическом двигателе (траектории набора высоты после взлета, дистанции прерванного взлета, взлетной дистанции и посадочной дистанции), изменения конфигурации самолета, скорости, мощности и тяги следует производить в соответствии с процедурами, установленными Заявителем для эксплуатационных условий.

(4) Должны быть установлены процедуры выполнения ухода на второй круг, соответствующие условиям, предписанным в параграфах 23.67(c)(4) и 23.77(c)

(5) Процедуры, установленные в пунктах (h)(3) и (h)(4) настоящего параграфа, должны:

(i) Быть такими, чтобы их мог уверенно выполнять экипаж средней квалификации в атмосферных условиях, которые обычно встречаются в эксплуатации,

(ii) Использовать методы или устройства, которые являются безопасными и надежными, и

(iii) Включать допуск на любые реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

23.49. Скорость сваливания

(a) Скорости и являются индикаторной земной скоростью сваливания, если таковая достижима, или минимальной скоростью установившегося полета (выраженной в км/ч), при которой самолет управляем при следующих условиях:

(1) На самолетах с поршневыми двигателями - двигатели на режиме малого газа, дроссели закрыты или находятся в положении, соответствующем нулевой тяге и менее, при скорости не выше 110% скорости сваливания.

(2) На самолетах с газотурбинными двигателями - эффективная тяга не должна быть выше нулевой при скорости сваливания или (если результирующая тяга не оказывает заметного влияния на скорость сваливания) - двигатели на режиме малого газа и дроссели закрыты

(3) Воздушный(ые) винт(ы) (если имеются) во взлетном положении.

(4) Конфигурация самолета такая же, как на испытаниях, при которых используется и .

(5) Центр тяжести самолета в положении, при котором достигаются наибольшие значения и , и

(6) Вес самолета, равный весу, при котором скорости и используются в качестве критерия для определения соответствия требуемым летным характеристикам.

(b) Скорости и должны определяться в летных испытаниях в соответствии с процедурами, установленными в 23.201.

(c) За исключением изложенного в пункте (d) настоящего параграфа, скорость при максимальном весе не должна превышать 113 км/ч для:

(1) Однодвигательных самолетов, и

(2) Многодвигательных самолетов с максимальным весом 2720 кгс и менее, которые не могут выполнить условия минимальной скороподъемности, установленной в 23.67(a)(1) при неработающем критическом двигателе.

(d) Все однодвигательные самолеты и те многодвигательные с максимальным весом 2720 кгс и менее, у которых скорость сваливания превышает 113 км/ч и которые не удовлетворяют требованиям 23.67(a)(1), должны удовлетворять требованиям 23.562(d).

23.51. Скорости взлета

Скорость есть скорость, на которой с помощью руля высоты пилот начинает изменять угловое положение самолета для создания угла тангажа, при котором происходит отрыв от ВПП или поверхности воды.

(a) К самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий относится следующее:

(1) Для многодвигательных самолетов не должна быть меньше, чем большая из , или .

(2) Для однодвигательных самолетов скорость не должна быть меньше , и

(3) Скорость должна обеспечивать безопасность взлета при всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий скорость по достижении высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности должна быть не менее:

(1) Для многодвигательных самолетов, большей из:

(i) Скорости, обеспечивающей безопасность продолжения полета или аварийной посадки, если это предписано, во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя.

(ii) , или

(iii) ,

(2) Для однодвигательных самолетов, большей из:

(i) Скорости, на которой показана безопасность полета во всех условиях включая турбулентность воздуха и полный отказ двигателя, и

(ii) .

(с) К самолетам переходной категории относится следующее:

(1) Скорость принятия решения должна быть установлена в зависимости от скорости

(i) Скорость отказа критического двигателя - это индикаторная земная скорость, на которой происходит отказ критического двигателя. Скорость должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше, чем большая из следующих величин - , установленной в соответствии с 23.149(b), или , установленной в соответствии с 23.149(f).

(ii) Скорость принятия решения является индикаторной земной скоростью, на которой в результате отказа двигателя или по другим причинам пилот, как предполагается, принял решение продолжить или прервать взлет. Скорость принятия решения на взлете должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше скорости плюс изменение скорости, достигнутое при неработающем критическом двигателе в интервале времени между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, что проявляется введением в действие пилотом первого средства торможения в процессе определения дистанции прерванного взлета в соответствии с 23.55.

(2) Скорость , выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем, и она не может быть меньше, чем большая из следующих скоростей:

(i) Скорости .

(ii) , установленной в соответствии с 23.149(b) и , установленной в соответствии с 23.149(f).

(iii) , или

(iv) Скорости, определяемой в соответствии с 23.57(c)(2), позволяющей получить скорость начального набора высоты до достижения высоты 10,7 м над взлетной поверхностью.

(3) Необходимо использовать одно значение скорости при доказательстве соответствия требованиям как для взлета с одним неработающим двигателем, так и взлета со всеми работающими двигателями при любых заданных условиях, таких, как вес, высота, конфигурация и температура.

(4) Безопасная скорость взлета , выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 23.67(c)(1) и (c)(2), но она не должна быть меньше или меньше .

(5) Должно быть доказано, что дистанция взлета при одном неработающем двигателе с использованием нормальной угловой скорости подъема носовой опоры шасси на скорости на 10 км/ч меньше , установленной в соответствии с пунктами (c)(2) настоящего параграфа, не превышает соответствующую дистанцию взлета при одном неработающем двигателе, определенную в соответствии с 23.57 и 23.59(a)(1) при использовании установленного значения . Взлет, выполняемый в соответствии с 23.57 должен безопасно продолжаться от точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью на скорости не более чем () км/ч.

(6) Заявитель должен доказать, что при всех работающих двигателях заметное увеличение установленной дистанции взлета определенной в соответствии с 23.59(a)(2), не является результатом чрезмерной угловой скорости тангажа или разбалансировки.

23.53. Характеристики взлета

(a) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий при определении дистанции взлета в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа должны выполняться требования 23.51(a) и (b).

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категории потребная дистанция взлета и набор высоты 15 м над уровнем поверхности взлета должна быть определена для любых заданных условий, таких как вес, высота, конфигурация и температура, установленных для взлета в качестве эксплуатационных ограничений при следующих условиях:

(1) Двигатель(и) работает(ют) на взлетном режиме.

(2) Закрылки во взлетном положении.

(3) Шасси выпущены.

(c) Для самолетов переходной категории характеристики взлета, требуемые в параграфах 23.53-23.59, должны определяться при работе двигателя(ей) в пределах утвержденных эксплуатационных ограничений.

23.55. Дистанция прерванного взлета

Для самолетов переходной категории дистанция прерванного взлета должна определяться следующим образом:

(a) Дистанция прерванного взлета является суммой дистанций, необходимых для:

(1) Разгона самолета от точки старта с места до скорости со всеми работающими двигателями.

(2) Разгона самолета от скорости до скорости с отказавшим на скорости критическим двигателем, и

(3) Торможения до полной остановки самолета от точки, в которой достигается скорость .

(b) Средства торможения, отличные от тормозов колес, могут быть использованы для определения дистанции прерванного взлета, если эти средства:

(1) Безопасны и надежны.

(2) Используются таким образом, что в обычных условиях эксплуатации можно ожидать получения устойчивых результатов, и

(3) Таковы, что не требуют исключительных усилий и мастерства для управления самолетом.

23.57. Траектория взлета

Для самолетов переходной категории траектория взлета определяется следующим образом:

(a) Траектория взлета простирается от точки старта с места до точки, в которой самолет находится на высоте 450 м над взлетной поверхностью или в которой заканчивается переход от взлетной конфигурации к маршрутной, и

(1) Определение траектории взлета должно основываться на методах, предписанных в 23.45.

(2) Самолет должен разгоняться по земле до скорости , на которой критический двигатель выключается и остается выключенным до конца взлета, и

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

(b) При разгоне до скорости носовую опору шасси разрешается отрывать от земли на скорости не ниже . Однако уборку шасси разрешается начинать только после отрыва самолета от земли.

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

(2) Самолет должен иметь скорость при достижении высоты 10,7 м над взлетной поверхностью и должен продолжать полет на скорости, близкой к практически достигнутой, но не меньшей до достижения самолетом высоты 120 м над взлетной поверхностью.

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

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

(ii) 1,5% для самолетов с тремя двигателями.

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

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

(d) Траектория взлета до высоты 10,7 м должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета.

(e) Траектория взлета с высоты 10,7 м и выше должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета или методом суммирования участков взлетной траектории. Если траектория взлета определяется методом суммирования ее участков, то:

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

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

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

23.59. Потребные дистанции взлета и разбега

Для самолетов переходной категории потребные дистанции взлета и разбега должны устанавливаться Заявителем:

(a) Потребная дистанция взлета должна быть не менее, чем:

(1) Расстояние по горизонтали вдоль траектории взлета от старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью определяемое в соответствии с 23 57, или

(2) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого в соответствии с 23.57.

(b) Потребная дистанция разбега должна быть не менее, чем:

(1) Расстояние по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость , и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемое в соответствии с 23.57.

(2) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета, со всеми работающими двигателями, от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость , и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью (определяемого по методу, указанному в 23.57).

23.61. Траектория начального набора высоты

Для самолетов переходной категории траектория начального набора высоты должна определяться следующим образом:

(а) Траектория начального набора высоты начинается на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью в конце потребной дистанции взлета, определяемой в соответствии с 23.59.

(b) Данные чистой траектории начального набора высоты должны определяться таким образом, чтобы они представляли фактические траектории начального набора высоты, определенные в соответствии с 23.57 и пунктом (а) настоящего параграфа, уменьшенные в каждой точке на градиент набора высоты, равный:

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

(2) 0,9% для самолетов с тремя двигателями.

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

(c) Указанное уменьшение градиента набора высоты разрешается вводить как эквивалентное уменьшение ускорения на той части траектории начального набора высоты, на которой самолет разгоняется в горизонтальном полете.

23.63. Набор высоты. Общие положения

(a) Соответствие требованиям параграфов 23.65, 23.66, 23.67, 23.69 и 23.77 должно быть продемонстрировано с учетом следующих условий:

(1) Отсутствие влияния земли.

(2) Скорости при наборе/снижении должны быть не менее тех, которые продемонстрированы в соответствии с требованиями по охлаждению двигателей, указанными в параграфах 23.1041-23.1047.

(3) Если не указано иное, угол крена при одном неработающем двигателе должен быть не более 5° для выдерживания прямолинейного полета.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должно быть продемонстрировано соответствие требованиям 23.65(a), 23.67(a) и 23.77(a) при выбранных максимальных взлетном и посадочном весах в стандартной атмосфере.

(c) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинными двигателями должно быть продемонстрировано соответствие требованиям к характеристикам взлета и посадки для всех возможных весов, в зависимости от высоты аэродрома и температуры наружного воздуха с учетом эксплуатационных ограничений, установленных:

(1) В 23.65(b), 23.67(b)(1) и (2) - для взлета; и

(2) В 23.67(b)(2) и 23.77(b) - для посадки.

(d) Для самолетов переходной категории должно быть показано значение дистанций взлета и посадки для всех возможных весов в зависимости от высоты аэродрома и температуры наружного воздуха с учетом эксплуатационных ограничений, установленных:

(1) В 23.67(c)(1), 23.67(c)(2) и 23.67(c)(3) - для взлета; и

(2) В 23.67(c)(4) и 23.77(c) - для посадки.

23.65. Начальный набор высоты со всеми работающими двигателями

(a) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должен иметь установившийся градиент набора высоты на уровне моря не менее 8,3% для сухопутных самолетов или 6,7% для гидросамолетов и амфибий в следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(2) Шасси убрано.

(3) Закрылки во взлетном положении.

(4) Скорость набора высоты не менее, чем большая из или для многодвигательных самолетов и не менее для однодвигательных самолетов.

(b) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) должен иметь установившийся градиент набора высоты после взлета не менее 4% над уровнем взлетной поверхности при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) - взлетный.

(2) Шасси выпущено, за исключением случая, когда шасси убираются за время не более 7 с.

(3) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета; и

(4) Скорость набора высоты установлена в соответствии с 23.65(a)(4).

23.66. Начальный набор высоты при взлете с одним неработающим двигателем

Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) градиент набора высоты или снижения должен быть установлен для каждого веса, высоты аэродрома и температуры окружающего воздуха, которые установлены Заявителем в качестве эксплуатационных ограничений при следующих условиях:

(a) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(b) Режим работающего(их) двигателя(ей) - взлетный.

(d) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(e) Полет без крена.

(f) Скорость набора высоты равна той, которая достигается на высоте 15 м при демонстрации соответствия 23.51.

23.67. Набор высоты с одним неработающим двигателем

(а) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее относится следующее:

(1) За исключением самолетов, к которым относятся требования, предписанные 23.562(d), каждый самолет с , большей 113 км/ч, должен быть способен поддерживать постоянный градиент набора высоты не менее 1,5% на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора высоты не менее .

(2) Для самолетов, у которых удовлетворяются требования, предписанные 23.562(d), и самолеты с , меньшей 113 км/ч, постоянный градиент набора высоты или снижения на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности должен устанавливаться при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора высоты не менее .

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями)

(1) Постоянный градиент набора высоты на высоте 120 м над уровнем взлетной поверхности должен быть положительным при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета, и

(v) Скорость набора высоты равна той, которая достигается на высоте 15 м при демонстрации соответствия 23.51.

(2) Постоянный градиент набора высоты должен быть не менее 0,75% на высоте 450 м над уровнем взлетной или посадочной поверхности при следующих условиях:

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны, и

(v) Скорость набора высоты не менее .

(1) Взлет; шасси выпущено. Установившийся градиент набора высоты на уровне взлетной поверхности должен быть положительным для самолетов с двумя двигателями, не менее 0,3% для самолетов с тремя двигателями и 0,5% для самолетов с четырьмя двигателями при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении, которое устанавливается быстро и автоматически после отказа двигателя

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) взлетный.

(iii) Шасси выпущено, створки шасси открыты.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(v) Полет выполняется без крена, и

(vi) Скорость набора высоты .

(2) Взлет; шасси убрано. На высоте 120 м над уровнем взлетной поверхности установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 2,0% для самолетов с двумя двигателями, 2,3% для самолетов с тремя двигателями и 2,6% для самолетов с четырьмя двигателями при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении, которое устанавливается быстро и автоматически после отказа двигателя:

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(v) Скорость набора высоты .

(3) Набор высоты в крейсерской конфигурации. Установившийся градиент набора высоты на высоте, превышающей уровень взлетной поверхности на 450 м должен быть не менее 1,2% для самолетов с двумя двигателями, 1,5% для самолетов с тремя двигателями и 1,7% для самолетов с четырьмя двигателями при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не выше максимального продолжительного.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны.

(v) Скорость, рекомендованная для набора высоты, но не менее .

(4) Уход на второй круг. На высоте 120 м над уровнем взлетной поверхности установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 2,1% для самолетов с двумя двигателями, 2,4% для самолетов с тремя двигателями и 2,7% для самолетов с четырьмя двигателями при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении захода на посадку, при которых скорость не превышает 110% от скорости , соответствующей положению закрылков при заходе на посадку со всеми работающими двигателями, и

(v) Скорость набора высоты устанавливается в соответствии с нормальными процедурами посадки, но не должна превышать .

23.69. Набор высоты (снижение) в крейсерской конфигурации

(a) Все двигатели работают. Установившийся градиент набора высоты и вертикальная скорость набора высоты должны быть определены при всех весах, высотах и температурах окружающего воздуха в соответствии с ограничениями, установленными Заявителем при следующих условиях:

(1) Режим двигателя(ей) не выше максимальной продолжительной мощности.

(2) Шасси убрано.

(3) Закрылки убраны, и

(4) Скорость набора не менее .

(b) Отказ одного двигателя. Установившийся градиент набора высоты/снижения должен быть определен при всех весах, высотах и температурах окружающего воздуха в соответствии с ограничениями, установленными Заявителем при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) не выше максимальной продолжительной мощности.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки убраны, и

(5) Скорость набора не менее или .

23.71. Планирование однодвигательного самолета

Должны быть определены горизонтальное расстояние, проходимое в спокойном воздухе при планировании на участке с перепадом высот 300 м с неработающим критическим двигателем, и скорость, при которой это достигается. Воздушный винт (если имеется) должен находиться в положении минимального сопротивления, шасси и механизация крыла - в положении, которое при выключенном двигателе обеспечивает получение приемлемых характеристик планирования.

23.73. Скорости, рекомендованные для захода на посадку

(а) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кг и менее скорость , рекомендованная для захода на посадку, должна быть не менее, чем большая из , определенная в соответствии с 23.149(b) при закрылках, установленных во взлетное положение, и .

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кг, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) рекомендованная для захода на посадку скорость должна быть не менее, чем большая из , определенная в соответствии с 23.149(c), и .

(c) Для самолетов переходной категории рекомендованная для захода на посадку скорость должна быть не менее, чем большая из , определенная в соответствии с 23.149(c), и .

23.75. Посадочная дистанция

Посадочная дистанция - расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью до полной остановки - должна быть определена при стандартной температуре для каждого веса и каждой высоты, установленной в качестве эксплуатационного ограничения в следующих условиях:

(а) Установившееся планирование при заходе на посадку должно выдерживаться до высоты 15 м с земной индикаторной скоростью не менее, чем , установленной в соответствии с 23.73(a), (b) или (с), что приемлемо:

(1) Постоянное снижение до высоты 15 м должно происходить с градиентом не менее чем 5,2% (3°), если это достижимо.

(2) Если Заявитель может продемонстрировать испытаниями безопасное постоянное снижение с большей крутизной, чем 5,2%, до высоты 15 м, то этот градиент должен быть установлен как эксплуатационное ограничение, указан в РЛЭ и его значение должно легко определяться пилотом на предназначенном для этого приборе.

Примечание. Для самолетов со скоростями захода на посадку менее 200 км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты:

a) 9 м при градиенте снижения 5,2%.

b) 15 м при градиенте снижения более 5,2%, но не более 10%.

(b) Посадочная конфигурация самолета должна сохраняться в течение всего маневра посадки.

(c) Посадка должна выполняться без превышения допустимых вертикальных перегрузок или стремления к подпрыгиванию, "козлению", капотированию и неуправляемому развороту на земле и воде.

(d) Должно быть показано, что безопасный переход к условиям ухода на второй круг, указанным в 23.77, может быть выполнен исходя из условий, существующих на высоте 15 м при максимальном посадочном весе, или при максимальном посадочном весе для высоты и температуры, соответствующим 23.63(c)(2) или (d)(2), что приемлемо.

(e) Торможение колес шасси должно производиться так, чтобы не происходило сильного изнашивания тормозов или колес.

(f) Средства, отличающиеся от колесных тормозов, могут быть использованы, если эти средства:

(1) Безопасны и надежны.

(2) Используются таким образом, что можно ожидать устойчивых результатов в эксплуатации

(g) Если использование каких-либо средств торможения самолета на сухой ВПП зависит от работы двигателя(ей) и посадочная дистанция возрастает при неработающем двигателе, то посадочная дистанция в этом случае должна определяться при неработающем двигателе, если не применяются другие компенсирующие средства, которые обеспечивают получение посадочной дистанции не более той, которая получена при всех работающих двигателях. На ВПП, покрытых осадками, допускается определение посадочной дистанции при использовании средств торможения самолета, зависящих от работы двигателя(ей), если показано, что посадка не требует исключительного мастерства или исключительно благоприятных условий.

(A) Если дополнительные средства торможения приводятся в действие не автоматически и летными испытаниями не доказано, что их применение до касания не может приводить к нежелательным последствиям, то начало их применения допускается не ранее чем через 3 с от момента касания самолетом взлетно-посадочной поверхности.

(B) На основании посадочных дистанций, указанных выше в настоящем параграфе, определяются потребные посадочные дистанции для следующих условий эксплуатации.

(1) Для сухих взлетно-посадочных полос потребная посадочная дистанция должна быть не менее посадочной дистанции, умноженной на коэффициент:

(i) 1,67 - для основных аэродромов.

(ii) 1,43 - для запасных аэродромов.

(2) Для взлетно-посадочных полос, покрытых атмосферными осадками, потребная посадочная дистанция должна быть не менее:

(i) Посадочной дистанции при посадке на ВПП с рассматриваемым состоянием поверхности, умноженной на коэффициент 1,43.

(ii) Потребной посадочной дистанции, определенной в пункте (B)(1)(i) настоящего параграфа.

(3) В том случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на мокрых ВПП не производилось, потребная посадочная дистанция должна быть не менее потребной посадочной дистанции для сухих ВПП, умноженной на коэффициент 1,15.

23.77. Уход на второй круг

(a) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должен иметь вертикальную скорость не менее 1 м/с, а установившийся градиент набора высоты на уровне моря должен быть не менее 3,3% при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) взлетный.

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки в посадочном положении, за исключением случая, когда закрылки можно безопасно убрать не более чем за 2 с без потери высоты и без резких изменений угла атаки, то они могут находиться в убранном положении.

(4) Скорость в соответствии с 23.73(a).

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневым(ми) двигателем(ями) с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) установившийся градиент набора высоты над уровнем посадочной поверхности должен быть не менее 2,5% и вертикальная скорость не менее 1 м/с при следующих условиях:

(1) Мощность или тяга двигателя(ей) не более, чем получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа в положение, рекомендованное для ухода на второй круг.

(2) Шасси выпущено

(3) Закрылки в посадочном положении

(4) Скорость набора высоты () в соответствии с 23.73(b)

(c) Для самолетов переходной категории установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 3,2% над уровнем посадочной поверхности в следующих условиях:

(1) Мощность или тяга двигателей, получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа в положение, рекомендованное для ухода на второй круг.

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки в посадочном положении.

(4) Скорость набора высоты () в соответствии с 23.73(c).

Пилотажные характеристики

23.141. Общие положения

Самолет должен удовлетворять требованиям параграфов 23.143-23.253 при любой возможной в практике нагрузке и на всех эксплуатационных высотах, запрашиваемых при сертификации, включая максимальную эксплуатационную высоту, утвержденную в 23.1527, без необходимости исключительного мастерства, быстроты реакции и чрезмерных усилий пилота.

Управляемость и маневренность

23.143. Общие положения

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

(1) Взлете.

(2) Наборе высоты.

(3) Горизонтальном полете.

(4) Снижении, и

(5) Уходе на второй круг.

(6) Посадке (на повышенной тяге и с убранным газом) с выпущенными и убранными закрылками.

(b) Должна быть обеспечена возможность плавного перехода от одного режима полета к другому (включая развороты и скольжения) без опасности превышения предельной перегрузки на всех возможных режимах эксплуатации (включая условия обычно возникающие при внезапном отказе любого двигателя многодвигательного самолета).

(c) Если существуют предельные условия вследствие больших усилий на рычагах управления самолетом, то в летных испытаниях должны быть получены количественные величины этих усилий, которые не должны превышать значений, указанных в таблице.

Условия приложения усилия на рычагах управления	Величина усилия на ручке штурвале# и педалях при маневре
Условия приложения усилия на рычагах управления	по тангажу кгс (фунтов)	по крену кгс (фунтов)	по курсу кгс (фунтов)
(а) Кратковременно	27 0(60)	14 0(30)	-
Ручка управления штурвал#	27 0(60)	14 0(30)	-
Усилие прикладываемое к ободу двумя руками	34 0(75)	23 0(50)	-
Усилие прикладываемое к ободу одной рукой	23 0(50)	12(25)	-
Педаль руля направления			68 0(150)
(b) Продолжительно	4 3(10)	2 5(5)	9 0(20)

23.145. Продольное управление

(а) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к , при скорости ниже балансировочной, должна быть обеспечена возможность привычными действиями рычагом управления рулем высоты опустить нос самолета настолько, чтобы нарастание воздушной скорости создавало быстрый разгон до балансировочной скорости при следующих условиях:

(1) Двигатель(и) работает(ют) на максимальном продолжительном режиме.

(2) Газ убран, и

(3) Закрылки и шасси.

(i) Убраны, и

(ii) Выпущены.

(b) Без изменения балансировки и не прилагая на рычаги управления усилий, более указанных в 23.143(c), и которые можно создать одной рукой в течение короткого промежутка времени, требуется выполнение следующих маневров.

(1) При выпущенном шасси, убранных закрылках и при балансировке самолета на скорости, близкой к , выпустить полностью закрылки как можно быстрее, при этом допускается изменение скорости от до :

(i) Режим двигателя(ей) - малый газ.

(ii) Режим двигателя(ей) - необходимый для горизонтального полета в начальных условиях.

(2) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к , при выпущенных шасси и закрылках, с режима двигателя(ей) - малый газ быстро увеличить мощность или тягу до взлетной убрать закрылки как можно быстрее в положение, рекомендованное для ухода на второй круг. Допускается изменение скорости от до . Шасси убирается при положительном угле набора высоты.

(3) В горизонтальном полете на скорости самолета с выпущенными закрылками и шасси сбалансированного (если это возможно) на этой или близкой скорости, должна быть обеспечена возможность выдерживать приблизительно горизонтальный полет при быстрой уборке закрылков, увеличивая при необходимости режим работы двигателя(ей), но не превышая максимально продолжительного. Если предусмотрено промежуточное положение закрылков, уборка закрылков может быть продемонстрирована с остановкой в этих промежуточных положениях с изменением тяги для выполнения горизонтального полета и балансировкой самолета в новом положении на скорости , для соответствующей конфигурации при изменении закрылков.

(i) Из полностью выпущенного положения во все возможные промежуточные положения.

(ii) Из промежуточных положений в убранное.

(iii) Из наименее выпущенного положения в убранное.

(4) С режима работы двигателя(ей) - малый газ, при убранных закрылках и шасси и при балансировке самолета на скорости, близкой к , быстро увеличить режим двигателя(ей) до взлетного, поддерживая скорость постоянной.

(5) При убранном газе, выпущенных закрылках и шасси, при балансировке самолета на скорости, близкой к , достичь и выдерживать воздушную скорость от до меньшей из скоростей или , при этом требуется, чтобы усилия не превышали указанных в 23.143(c) (при наличии штурвала не должны быть превышены усилия, прикладываемые к ободу двумя руками).

(6) В полете на максимальной взлетной мощности с убранным шасси, закрылками во взлетном положении, при балансировке на скорости, близкой к , установленной для самолета с закрылками во взлетном положении, убрать закрылки как можно быстрее, сохраняя скорость постоянной.

(c) На скорости между и максимальной скоростью, установленной в соответствии с 23.251, должна быть продемонстрирована возможность выхода из завалов, без превышения перегрузки = 1,5 или неумышленного превышения скорости.

(d) Должна быть обеспечена возможность при воздействии пилота на рычаги управления с усилием, не превышающим 5 кгс, выдерживать скорость не более скорости в процессе планирования с убранным газом, выпущенными закрылками и шасси, при всех весах самолета, включая максимальный.

(е) Должна быть обеспечена возможность, применяя обычные рычаги управления полетом и газом, за исключением указанных в пунктах (e)(1) и (e)(2) настоящего параграфа, устанавливать нулевую скорость снижения при пространственном положении самолета, пригодном для выполнения управляемой посадки без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений самолета:

(1) На однодвигательных и многодвигательных самолетах - без использования основной системы продольного управления.

(2) На многодвигательных самолетах:

(i) Без использования основной системы путевого управления.

(ii) Без использования основной системы продольного и путевого управления, если единичный отказ любого одного соединительного или передаточного звена способен затронуть работу основных систем как продольного, так и путевого управления.

23.147. Путевое и поперечное управление

(a) Для всех многодвигательных самолетов должна быть обеспечена возможность, сохраняя крен в пределах 5°, безопасно выполнять резкое изменение курса в обоих направлениях. Это должно быть показано на скорости с изменением курса до 15° (но не превышая угол, при котором усилия на педалях от руля направления соответствуют пределу, указанному в 23.143), при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает и воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(2) Работающий(ие) двигатель(и) - на режиме не выше максимальной продолжительной мощности.

(3) Шасси:

(i) Убрано; и

(ii) Выпущено.

(4) Закрылки убраны.

(b) Для всех многодвигательных самолетов устойчивость и управляемость должны быть такими, чтобы не допустить крена более 45° или достижения опасного положения в случае внезапного отказа двигателя (с учетом 2 с невмешательства в управление) и обеспечить возможность возвращения самолета в первоначальное положение при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателей - максимальная продолжительная мощность.

(2) Закрылки убраны.

(3) Шасси убрано.

(4) Скорость соответствует показанной по требованию 23.69(a).

(5) Положение органов управления всех воздушных винтов (если они имеются) соответствует требованиям 23.69(a).

(c) Для любого самолета должно быть показано, что он безопасно управляется без использования основной системы поперечного управления при всех режимах работы двигателей, при всех утвержденных эксплуатационных скоростях и высотах. Должно быть показано, что летные характеристики самолета не ухудшаются ниже уровня, потребного для безопасного продолжения полета и выполнения управляемой посадки, без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений. Если единичный отказ соединения или передающего звена в системе поперечного управления является причиной ухудшения работы другой системы управления, то соответствие требованиям должно быть показано при отказах в другой системе.

23.149. Минимальная эволютивная скорость

(а) - минимальная эволютивная скорость взлета - является индикаторной земной скоростью, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя обеспечивается возможность сохранения управления самолетом с неработающим двигателем и выдерживания режима прямолинейного полета на этой скорости с креном не более 5°. Способность к выдерживанию прямолинейного установившегося полета на в постоянной конфигурации с углом крена не более 5° должна быть продемонстрирована. Способ, применяемый для имитации отказа двигателя, должен отражать наиболее критический, с точки зрения управляемости, вид отказа силовой установки, возможный в эксплуатации.

(b) Скорость , не превышающая (где определяется при максимальном взлетном весе), должна быть определена при неблагоприятных весе и центровке и при отсутствии влияния земли, для взлетной конфигурации при следующих условиях:

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

(2) Самолет сбалансирован для взлета.

(3) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(4) Шасси убрано.

(5) Управление всех воздушных винтов (если они имеются) в позиции, рекомендованной для взлета.

(c) За исключением самолетов с поршневыми двигателями весом 2720 кгс и менее, все самолеты должны соответствовать пункту (а) настоящего параграфа, а скорость должна определяться также для посадочной конфигурации при следующих условиях:

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

(2) Самолет сбалансирован на скорости , рекомендованной для захода на посадку со всеми работающими двигателями, и при работе двигателей на режиме, необходимом для снижения с градиентом, соответствующим требованиям 23.75.

(3) Закрылки в посадочном положении.

(4) Шасси выпущено.

(5) Управление всех воздушных винтов (если они имеются) в позиции, рекомендованной для захода на посадку со всеми работающими двигателями.

(d) Минимальная скорость преднамеренного выключения критического двигателя должна быть установлена и предъявлена как безопасная скорость преднамеренного выключения одного двигателя .

(e) При скорости усилия на педалях руля направления, потребные для сохранения управляемости, не должны превышать 68 кгс и не должна возникать необходимость уменьшения мощности или тяги работающих двигателей. В случае если усилия на педалях равны 68 кгс, скорость равна значению, при котором достигается это ограничение. В процессе маневра самолет не должен выходить на опасные углы и должна быть обеспечена возможность предотвращения ухода с курса на угол больше 20°.

Все это должно достигаться без необходимости применения особых методов пилотирования и без возникновения недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости.

(f) - минимальная эволютивная скорость разбега - является индикаторной земной скоростью, на которой при внезапном отказе критического двигателя в процессе разбега имеется возможность сохранения управления самолетом с помощью только аэродинамических органов управления (без использования управления колесом передней опоры и без превышения усилий на педалях 68 кгс), для безопасного продолжения взлета при обычных методах пилотирования. С момента отказа критического двигателя, при условии, что разбег осуществляется по осевой линии ВПП, и до момента вывода самолета на направление, параллельное курсу взлета, самолет не должен отклоняться в любой точке от осевой линии больше чем на 10 м. Скорость определяется при следующих условиях:

(1) Конфигурация - все заявленные взлетные конфигурации или наиболее критичная конфигурация, выбранная Заявителем.

(2) Двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги.

(3) Центровка - наиболее неблагоприятная.

(4) Самолет сбалансирован для взлета.

(5) Вес - наиболее неблагоприятный в пределах взлетных весов.

23.151. Фигуры высшего пилотажа

Все самолеты акробатической и многоцелевой категорий должны быть в состоянии безопасно выполнять фигуры высшего пилотажа, на которые запрашивается сертификат. Должны быть определены безопасные скорости ввода в эти фигуры.

23.153. Управление при посадках

Должна быть обеспечена возможность в посадочной конфигурации безопасно выполнять посадку без превышения усилий, предписанных в 23.143(c), при заходе на посадку:

(a) Со скоростью на 10 км/ч ниже

(b) На сбалансированном самолете или в состоянии, как можно более близком к сбалансированному без изменения балансировки в процессе маневра

(d) Только с таким изменением мощности или тяги, которые потребовались бы при нормальном заходе на посадку на скорости .

23.155. Усилия управления рулем высоты при маневрах

(a) Усилие на рычаге управления рулем высоты, необходимое для достижения максимальной положительной маневренной перегрузки в зависимости от максимального веса (G, кгс), должно быть не ниже чем:

(1) При штурвальном управлении - большей из двух величин G/100 кгс, или 9 кгс, но не требуется, чтобы оно было более 23 кгc, или

(2) При управлении ручкой - большей из двух величин G/140 кгс, или 7 кгс, но не требуется, чтобы оно было более 16 кгс.

(b) Требования пункта (а) настоящего параграфа должны удовлетворяться в полете с убранными закрылками и шасси, при 75% максимальной продолжительной мощности для поршневых двигателей или при максимальной продолжительной мощности для самолетов с ГТД, в каждом из следующих случаев:

(1) При развороте, после того как самолет сбалансирован в полете без крена на скорости

(2) При развороте, после того как самолет сбалансирован в полете на максимальной скорости, за исключением того, что указанная скорость не должна превышать или (что подходит).

(c) Не должно быть чрезмерного уменьшения градиента усилия на рычаге управления при увеличении абсолютного значения перегрузки.

23.157. Угловая скорость крена

(а) Взлет. Должна быть обеспечена возможность, используя наиболее благоприятную комбинацию рычагов управления, из установившегося разворота с креном 30° изменять крен на 60° для изменения направления разворота на противоположное в пределах:

(1) На самолетах с максимальным весом 2720 кгс и менее - не более 5 с от начала изменения крена, и

(2) На самолетах с максимальным весом (G , кгс) более 2720 кгс - [(G + 230)/590] с, но не более 10 с.

(b) Требование пункта (а) настоящего параграфа должно удовлетворяться при кренении самолета в любом направлении в следующих условиях:

(1) Закрылки во взлетном положении.

(2) Шасси убрано.

(3) На однодвигательных самолетах - максимальная взлетная мощность или тяга, на многодвигательных самолетах - неработающий критический двигатель, а его воздушный винт (если имеется) - в положении минимального сопротивления, и максимальная взлетная мощность или тяга остальных двигателей, и

(4) Скорость - в соответствии с требованиями 23.65(a), (b) и 23.66(f).

(5) Самолет сбалансирован на скорости, наиболее близкой к .

(c) Заход на посадку. Должна быть обеспечена возможность, используя наиболее благоприятную комбинацию рычагов управления, из установившегося разворота с креном 30° изменять крен на 60° для изменения направления разворота на противоположное в пределах:

(1) На самолетах с максимальным весом 2720 кгс и менее - не более 4 с от начала изменения крена, и

(2) На самолетах с максимальным весом (G, кгс) более 2720 кгс - [(G + 1280) / 1000] с, но не более 7 с.

(d) Требование пункта (с) настоящего параграфа должно удовлетворяться при кренении самолета в любом направлении в следующих условиях:

(1) Закрылки в посадочном положении.

(2) Шасси выпущено.

(3) При работе всех двигателей на режиме, обеспечивающем заход на посадку с углом 3°, и

(4) Скорость .

(5) Самолет сбалансирован на скорости .

Балансировка

23.161. Балансировка

(a) Общие положения. Самолет должен отвечать требованиям к балансировке, указанным в настоящем параграфе, без дальнейшего приложения усилий, а также перемещения пилотом или автоматическими устройствами основных рычагов управления или соответствующих органов управления балансировкой.

Кроме того, другие условия - изменение загрузки, конфигурации, скорости полета или управления режимом работы двигателя(ей) - не должны утомлять пилота или приводить к необходимости прилагать длительные усилия к органам управления, превышающие указанные в 23.143(c).

Это относится к нормальным условиям эксплуатации самолета и к условиям, связанным с отказом одного двигателя, для которых определены летно-технические характеристики.

(b) Поперечная и путевая балансировка. Должна обеспечиваться поперечная и путевая балансировка самолета в горизонтальном полете при убранных закрылках и шасси при следующих условиях:

(1) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий - на меньшей из скоростей , или .

(2) Для самолетов переходной категории на скоростях от до меньшей из или .

(1) Набор высоты:

(i) На взлетном режиме при скорости, используемой для определения характеристик набора высоты в соответствии с 23.65, с убранным шасси и при взлетном положении закрылков.

(ii) На режиме максимальной продолжительной мощности и в конфигурации, используемой для определения характеристик набора высоты в соответствии с 23.69(a).

(2) Горизонтальный полет с убранными закрылками и шасси, выполняемый на скоростях от до меньшей из или , или (что применимо).

(3) Режим снижения на скорости или (что применимо) с двигателем(ями), работающим(и) на режиме малого газа, шасси и закрылки убраны.

(4) Заход на посадку с выпущенным шасси и

(i) С градиентом снижения 5,2% (3°), при убранных закрылках на скорости .

(ii) С градиентом снижения 5,2% (3°), на скорости и при положении закрылков в посадочном положении.

(iii) В режиме снижения, используемом для показа соответствия требованиям 23.75, на скорости , с закрылками в посадочном положении.

(d) Кроме того, для многодвигательных самолетов должны обеспечиваться продольная и путевая балансировки, а усилия на рычаге управления от элеронов не должны превышать 2,5 кгс на скорости, используемой для доказательства соответствия требованиям 23.67(a), (b)(2) или (c)(3), при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, воздушный винт (если имеется) в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) - максимально продолжительной мощности.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки в убранном положении.

(5) Угол крена не более 5°.

(e) Кроме того, на самолетах переходной категории в полете во взлетной конфигурации, для которых траектория взлета определяется на скорости и в соответствии с 23.57, должна иметься возможность уменьшить усилия продольного и поперечного управления при наборе высоты более 120 м над уровнем взлетной поверхности до значений 4,5 и 2,5 кг соответственно, а усилия путевого управления не должны превышать 23 кг при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, воздушный винт в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) - взлетный.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(5) Угол крена не более 5°.

Устойчивость

23.171. Общие положения

Самолет должен обладать продольной, путевой и поперечной устойчивостью в соответствии с требованиями параграфов 23.173-23.181. Кроме того, должно быть показано, что по "ощущению" пилота самолет обладает соответствующей устойчивостью и управляемостью (статической устойчивостью) в любых условиях, обычно встречающихся в эксплуатации.

Это должно быть показано в том числе при неработающем критическом двигателе на самолете с числом двигателей два и более. На всех этапах полета самолет не должен обладать особенностями, способствующими непроизвольному выводу его за эксплуатационные ограничения, установленные в РЛЭ.

23.173. Статическая продольная устойчивость

В условиях, указанных в параграфе 23.175, и при указанной там балансировке самолета, характеристики усилий на рычаге управления рулем высоты и силы трения в системе управления должны быть следующими:

(a) Для достижения и выдерживания скоростей меньше балансировочной скорости должны требоваться тянущие усилия, а для достижения и выдерживания скоростей больше указанной балансировочной скорости должны требоваться толкающие усилия. Это должно быть продемонстрировано на любой скорости, которая может быть получена, за исключением скоростей, требующих усилия на рычаге управления, превышающего 18 кгс, и скоростей больше максимальной допустимой скорости или меньше минимальной скорости установившегося полета без сваливания.

(b) При плавном снятии усилия с рычага управления на любой скорости в пределах диапазона скоростей, указанного в пункте (а) настоящего параграфа, скорость должна возвратиться в пределы допусков, установленных для соответствующих категорий самолетов:

(1) На самолетах нормальной, многоцелевой и акробатической категорий скорость должна возвратиться к исходной балансировочной скорости с отклонением от нее в пределах (диапазон свободного восстановления скорости).

(2) На самолетах переходной категории скорость должна возвратиться к исходной балансировочной скорости с отклонением от нее в пределах в крейсерском режиме, указанном в 23.175(b).

(c) Усилие на рычаге управления должно изменяться по скорости таким образом, чтобы любое существенное изменение скорости приводило к отчетливо ощущаемому пилотом изменению усилия на рычаге управления.

(A) Балансировочные кривые зависимостей усилий на рычаге управления рулем высоты и отклонений рычага управления рулем высоты от перегрузки и или от угла атаки и , при перегрузках должны иметь отрицательный наклон вплоть до допустимого в эксплуатации угла атаки или в зависимости от того, что наступает раньше. Величины градиентов должны быть приемлемыми по оценке пилота.

(B) При перегрузках балансировочные кривые и или и на самолетах, не предназначенных для выполнения фигур пилотажа, должны иметь отрицательный наклон до перегрузки . При дальнейшем уменьшении перегрузки вплоть до допускается положительный наклон балансировочных кривых и , однако уменьшение усилий не должно превышать 30% от максимального значения и остаточное усилие должно превышать силу трения в системе продольного управления не менее чем в три раза.

На самолетах, предназначенных для выполнения фигур пилотажа, при перегрузках наклон балансировочных кривых и или и должен быть отрицательным вплоть до на отрицательных углах атаки или до перегрузки , в зависимости от того, что достигается раньше. Величины градиентов при перегрузках должны быть приемлемыми по оценке пилота.

23.175. Демонстрация статической продольной устойчивости

(а) Набор высоты. Кривая зависимости усилий на рычагах управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на скоростях от 85% до 115% балансировочной скорости при:

(1) Убранных закрылках.

(2) Убранном шасси.

(3) Режим двигателя(ей) соответствует максимальной продолжительной мощности, и

(4) Балансировке самолета на скорости, при которой определены характеристики набора высоты в соответствии с требованиями 23.69(a).

(b) Крейсерский полет. В горизонтальном полете на сбалансированном самолете, с убранными шасси и закрылками, на крейсерских скоростях, рекомендованных для больших и малых высот, включая скорости или (что подходит), за исключением того, что эта скорость не должна превышать .

(1) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий кривая усилий на рычагах управления должна иметь постоянный наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях внутри большего из диапазонов - 15% выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости или 74 км/ч выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, за исключением того, что не обязательно иметь постоянный наклон усилий на рычагах управления:

(i) На скорости менее , или

(ii) На скоростях более для самолетов, у которых эта скорость установлена в соответствии с 23.1505(a).

(iii) На скоростях более для самолетов, у которых скорость установлена в соответствии с 23.1505(c).

(2) Для самолетов переходной категории кривая усилий на рычаге управления должна иметь постоянный наклон, соответствующий устойчивости в диапазоне скоростей на 93 км/ч выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, за исключением того, что не обязательно иметь постоянный наклон усилий на рычагах управления:

(i) На скорости менее , или

(ii) На скоростях более , или

(iii) На скоростях, на которых усилия на рычаге управления превышают 23 кгс

(c) Заход на посадку и посадка. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости, на скоростях между и при:

(1) Закрылках в посадочном положении.

(2) Выпущенном шасси.

(3) Самолете, сбалансированном:

(i) На скорости или на минимальной, если она выше, при работе двигателя(ей) на режиме малый газ, и

(ii) На скорости , при работе двигателя(ей) на режиме, соответствующем снижению с углом 3°.

23.177. Статическая путевая и поперечная устойчивость

(а) Статическая путевая устойчивость, проявляющаяся как тенденция к выходу из скольжения без крена при освобождении руля направления, должна быть обеспечена при любом положении шасси и закрылков, соответствующих конфигурациям для взлета, набора высоты, крейсерского полета, захода на посадку и посадки. Она должна быть показана при работе двигателя(ей) на режиме вплоть до максимального продолжительного, и на скоростях от вплоть до максимальной допустимой скорости для каждой конфигурации самолета. Угол скольжения при этих испытаниях должен соответствовать типу самолета.

На углах скольжения, вплоть до таких, при которых используется полное отклонение руля направления или достигается ограничение усилия на рычагах управления, установленное в 23.143 (в зависимости от того, что случится первым), на скоростях от до , не должно возникать обратных усилий на педалях руля направления.

(b) Статическая поперечная устойчивость, проявляющаяся как тенденция поднять опущенное крыло при скольжении, должна быть обеспечена при всех положениях шасси и закрылков. Она должна быть показана с двигателем(ями), работающим(ми) на режиме вплоть до режима 75% максимальной продолжительной мощности, на скоростях от для взлетной конфигурации и от для других конфигураций, вплоть до максимальной допустимой скорости для исследуемой конфигурации при взлете, наборе высоты, крейсерском полете и заходе на посадку. Для посадочной конфигурации мощность двигателя(ей) должна соответствовать прямолинейному полету с углом снижения 3°.

Не должно быть статической поперечной неустойчивости на скорости для взлетной конфигурации и для других конфигураций.

В этих испытаниях угол крена должен соответствовать типу самолета, при этом угол скольжения не должен быть меньше получаемого в прямолинейном полете с креном 10° или, если он меньше, то угол скольжения должен соответствовать максимальному углу крена, достигаемому при полном отклонении руля направления, или при усилии на педалях 68 кгс.

(c) Пункт (b) настоящего параграфа не применяется к самолетам акробатической категории, для которых одобрен режим перевернутого полета.

(А) Для самолетов многоцелевой категории, предназначенных для выполнения фигур высшего пилотажа, и для самолетов акробатической категории допускается небольшая поперечная статическая неустойчивость самолета, если имеется положительная оценка пилотом этой характеристики.

(d) В прямолинейном полете с установившимся скольжением на скорости при любых положениях шасси и закрылков, для любой мощности двигателя(ей), вплоть до 50% максимальной продолжительной, и при перемещении рычагов управления элеронами и рулем направления не менее, чем на 50% от их максимального значения, усилия на них должны неуклонно возрастать (но не обязательно в постоянной пропорции) по мере увеличения угла скольжения, вплоть до максимального значения, соответствующего данному типу самолета. При больших углах скольжения, вплоть до угла, при котором используется полное отклонение руля направления или элеронов или достигается ограничение по усилиям на рычагах управления, установленное в 23.143, не должен возникать реверс усилий на органах управления. При выдерживании постоянного курса скольжение должно сопровождаться достаточным креном. Быстрый ввод в максимальное скольжение и вывод из него не должны приводить к характеристикам неуправляемого полета

23.181. Динамическая устойчивость

(a) Любые короткопериодические колебания, за исключением связанных боковых колебаний, возникающие в диапазоне между скоростью сваливания и максимальной допустимой скоростью полета, соответствующими предусмотренной конфигурации самолета, должны интенсивно демпфироваться при условии, что основные рычаги управления:

(1) Освобождены, и

(2) Зафиксированы.

(b) Любые связанные боковые колебания (типа "голландский шаг"), возникающие в диапазоне между скоростью сваливания и максимальной допустимой скоростью полета, соответствующими предусмотренной конфигурации самолета, должны демпфироваться до 1/10 амплитуды за 7 колебаний при условии, что основные рычаги управления:

(1) Освобождены, и

(2) Зафиксированы.

(c) Если установлено, что функция системы повышения устойчивости, указанной в 23.672, должна удовлетворять требованиям настоящих Норм к летным характеристикам, то требования пунктов (a)(2) и (b)(2) настоящего параграфа не распространяются на испытания, необходимые для оценки приемлемости данной системы.

(d) В условиях, указанных в 23.175, в соответствии с которыми усилия на рычагах управления от руля высоты определяются на скорости, отличающейся от балансировочной скорости не более чем на 15%, реакция самолета при быстром освобождении руля высоты не должна приводить к опасным последствиям, а также к чрезмерной связи с величиной усилий управления. Любые длиннопериодические колебания траектории полета (фугоидные колебания) не должны быть такими неустойчивыми, чтобы увеличивать рабочую нагрузку пилота или подвергать опасности самолет.

(А) Относительный заброс перегрузки и время срабатывания при ступенчатом отклонении рычага управления тангажом должны быть приемлемыми по оценке пилота.

Режимы сваливания

23.201. Сваливание в полете без крена

(a) На самолете должна быть обеспечена возможность управлять креном прямым воздействием поперечного управления и рысканьем прямым воздействием путевого управления вплоть до начала сваливания.

(b) Характеристики сваливания самолета в полете без крена должны быть продемонстрированы в испытаниях следующим образом.

Режим должен начинаться со скорости, большей скорости сваливании# не менее чем на 18 км/ч. Рычаг управления рулем высоты необходимо отклонять на себя так, чтобы интенсивность падения скорости не превышала 1,8 км/ч за секунду, до появления одного из условий:

(1) Неуправляемого движения самолета вниз по тангажу.

(2) До момента движения вниз по тангажу, являющегося результатом срабатывания активного устройства предотвращения сваливания.

(3) Достижения рычага управления рулем высоты упора.

(c) Нормальное использование рычага управления рулем высоты допускается после движения вниз по тангажу в соответствии с пунктами (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа для безошибочного вывода из сваливания или, если рычаг управления рулем высоты достиг упора, после полета в таком положении не менее 2 с.

(d) Во время вывода из сваливания должна быть обеспечена возможность предотвращения крена или рыскания с углом более 15° обычными действиями рычагами управления.

(e) Соответствие требованиям настоящего параграфа должно быть показано при следующих условиях:

(1) Закрылки убраны, отклонены полностью вниз и в промежуточных положениях, если таковые предусмотрены.

(2) Шасси убрано и выпущено.

(3) Створки капота - в соответствии с конфигурацией.

(4) Режим работы двигателя(ей):

(i) Убранный газ; и

(ii) 75% максимальной продолжительной мощности или тяги. Если при 75%-ной максимальной продолжительной мощности или тяге самолет имеет большой угол тангажа, то испытания могут выполняться при меньшей (но не менее 50%) мощности или тяге, потребной для прямолинейного полета в посадочной конфигурации с максимальным посадочным весом на скорости .

(5) Самолет сбалансирован на скорости, близкой к .

(6) Воздушный винт (если имеется) в положении, соответствующем максимальной частоте вращения при убранном газе.

23.203. Сваливание в криволинейном полете и динамическое сваливание

Характеристики сваливания в криволинейном полете и динамического сваливания должны быть продемонстрированы в испытаниях следующим образом:

(a) Создать и выдерживать координированный вираж с креном 30°. Снижать скорость равномерно и постоянно уменьшать радиус виража при помощи управления рулем высоты вплоть до сваливания, как указано в 23.201(b). Темп торможения должен быть постоянным и:

(1) В криволинейном полете не должен превышать 1,8 км/ч за секунду.

(2) При динамическом сваливании составлять 6-9 км/ч за секунду с установившимся ростом нормальной перегрузки.

(b) После появления признаков сваливания, указанных в 23.201(b), должна быть обеспечена возможность восстановления управляемого прямолинейного полета без:

(1) Чрезмерной потери высоты.

(2) Чрезмерного кабрирования.

(3) Неуправляемой тенденции к штопору.

(4) Превышения угла крена 60° в ту сторону, в которую происходит разворот, или 30° в противоположную развороту сторону - в случае сваливания в криволинейной полете.

(5) Превышения угла крена 90° в сторону, в которую происходит разворот, или 60° в противоположную развороту сторону - при динамическом сваливании.

(6) Превышения максимальной допустимой скорости и максимальной допустимой перегрузки при динамическом сваливании.

(1) Закрылки убраны, полностью выпущены и в промежуточных положениях, если таковые предусмотрены.

(2) Шасси убрано и выпущено.

(3) Створки капота - в соответствии с конфигурацией.

(4) Режим работы двигателя(ей):

(i) Убранный газ; и

(ii) 75% максимальной продолжительной мощности или тяги. Если при 75% максимальной продолжительной мощности или тяге самолет имеет большой угол тангажа, то испытания могут выполняться при меньшей (но не менее 50%) мощности или тяге, потребной для горизонтального полета в посадочной конфигурации с максимальным посадочным весом на скорости .

(5) Самолет сбалансирован на скорости примерно .

23.207. Предупреждение о приближении сваливания

(a) В прямолинейном и криволинейном полете с любым заявленным положением закрылков и шасси должно иметься ясное и отчетливое предупреждение о приближении сваливания.

(b) Предупреждение о приближении сваливания может обеспечиваться либо благодаря присущим самолету аэродинамическим свойствам, либо с помощью устройства, которое будет давать ясно различимое указание в предполагаемых условиях полета. Однако использование только одного визуального устройства в кабине, требующего внимания членов экипажа, неприемлемо.

(c) При проведении летных испытаний по определению характеристик сваливания, которые установлены в 23.201(b) и 23.203(a)(1), предупреждение о приближении сваливания должно начинаться на скорости, превышающей скорость сваливания не менее чем на 9 км/ч, и должно продолжаться до возникновения сваливания.

(d) При процедурах, предусмотренных в 23.1585, предупреждение о приближении сваливания не должно случаться в эксплуатации при нормальном взлете, продолженном взлете с одним отказавшим двигателем и при заходе на посадку.

(e) Предупреждение о приближении сваливания, определяемое в соответствии с требованиями 23.203(a)(2), должно начинаться с достаточным запасом по скорости для действий летчика по выводу из сваливания после первых признаков сваливания.

(f) Для самолетов акробатической категории система искусственного предупреждения сваливания может быть выключена при условии, что эта система включается автоматически при взлетной и посадочной конфигурациях.

Режимы штопора

23.221. Режим штопора

(а) Самолеты нормальной категории. Однодвигательные самолеты нормальной категории должны выходить из штопора за один виток или за 3 с (в зависимости от того, что больше по времени), при этом не допускается более одного дополнительного витка для вывода при обычно применяемых стандартных действиях рычагами управления или должно быть продемонстрировано, что самолет не входит в штопор.

(1) К самолету, выполняющему одновитковый или трехсекундный штопор, применяется следующее:

(i) Как при убранных, так и при выпущенных закрылках, не должны превышаться соответствующие предельная воздушная скорость и максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка.

(ii) Усилия на рычагах управления самолетом не должны быть чрезмерными, а характеристики, встречающиеся при выполнении штопора или при выводе из него, не должны давать непривычного для пилота эффекта.

(iii) При любых действиях рычагами управления самолетом и/или управления двигателем не должен возникать штопор, выход из которого не обеспечен.

(iv) В конфигурации с выпущенными закрылками: закрылки можно убирать в процессе вывода из штопора, однако прежде должно быть прекращено вращение.

(2) Противодействие вводу в штопор.

На самолете должно быть продемонстрировано противодействие вводу в штопор следующим образом:

(i) В соответствии с установленными в 23.201 маневрами, рычаг управления рулем высоты необходимо отклонить на себя и удерживать в этом положении до окончания режима. Затем, используя элероны и рули привычным образом, должна быть обеспечена возможность выдерживания установившегося полета с креном в пределах 15° и перекладывания самолета из крена 30° одного направления в крен 30° другого направления.

(ii) Уменьшение скорости с помощью продольного управления должно происходить с темпом 1,8 км/ч за секунду до тех пор, пока рычаг продольного управления не достигнет упора. Затем при полностью отклоненном на себя штурвале отклоняется педаль, чтобы содействовать вводу в штопор, на 7 с или на время изменения курса на 360° (в зависимости от того, что происходит раньше). Если раньше достигается разворот на 360° по курсу, то время вращения должно быть не менее 4 с. Этот маневр должен быть выполнен сначала с элеронами в нейтральном положении, затем элероны отклоняются против движения штопора самым неблагоприятным способом. Мощность или тяга двигателя и конфигурация самолета должны соответствовать требованиям 23.201(e) и не изменяться в течение маневра. По истечении 7 с или разворота на 360° самолет должен реагировать немедленно и нормально на применение основных средств управления полетом, для выполнения координированного полета без изменения привычных для пилота действий по управлению самолетом и без превышения кратковременных усилий на органах управления, указанных в 23.143(c).

(iii) Согласно требованиям параграфа 23.203 должно быть продемонстрировано, что самолет в криволинейном полете летит со скольжением, соответствующим отклонению шарика на индикаторе скольжения на один диаметр. Если перемещение шарика на один диаметр не может быть достигнуто, то педали при демонстрации должны быть отклонены полностью.

(b) Самолеты многоцелевой категории. Самолет многоцелевой категории должен удовлетворять требованиям пункта (а) настоящего параграфа. Дополнительно должны быть удовлетворены требования пункта (с) настоящего параграфа и 23.807(b)(6), если требуется одобрение режима штопора.

(c) Самолеты акробатической категории. На самолетах акробатической категории должны удовлетворяться требования пункта (а) настоящего параграфа и 23.807(b)(5).

Дополнительно должны удовлетворяться следующие требования для всех конфигураций, для которых запрашивается одобрение режима штопора:

(1) Самолет должен выходить из штопора в 6 витков или большего количества витков, заявленных для сертификации, не более чем соответственно за 1 или 1,5 витка соответственно, после обычных действий рычагами управления на вывод.

Однако штопор может быть прерван через 3 витка, если появляется спиральное движение.

(2) Не должны превышаться соответствующие предельная воздушная скорость и предельная маневренная перегрузка. В конфигурации с выпущенными закрылками, заявленной для сертификации, закрылки не могут быть убраны во время вращения самолета.

(3) При любых действиях рычагами управления самолетом или двигателем(ями) в процессе ввода или в течение штопора не должна возникать ситуация, при которой выход из штопора не обеспечен.

(4) Самолет не должен иметь таких характеристик штопора, как чрезмерная скорость вращения, значительные колебания и др., которые могут привести к потере ориентировки или к невозможности вывода из штопора.

Характеристики управляемости на земле и воде

23.231. Продольная устойчивость и управляемость

(а) Сухопутные самолеты не должны иметь неконтролируемой тенденции к "козлению" и капотированию на взлете и посадке во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Тормоза колес должны работать плавно и не должны вызывать какой-либо чрезмерной тенденции к капотированию.

(b) Гидросамолеты и самолеты-амфибии не должны иметь опасных и неконтролируемых характеристик килевой качки при любой эксплуатационной скорости на воде.

23.233. Путевая устойчивость и управляемость

(a) Должна быть установлена и продемонстрирована безопасность при рулении, взлете и посадке на сухой поверхности аэродрома с боковым ветром не менее под углом 90°.

(b) Самолет должен удовлетворительно управляться при выполнении посадок с убранным газом и нормальной посадочной скоростью, без применения тормозов или изменения режима работы двигателя(ей) для выдерживания прямолинейной траектории пробега на скоростях более 50% от скорости касания.

Самолет должен обладать удовлетворительной управляемостью для выдерживания заданного направления разбега на взлете и пробега на посадке с использованием средств торможения в соответствии с РЛЭ в условиях бокового ветра и при всех состояниях поверхности ВПП и поверхности воды, разрешенных для эксплуатации.

(А) Во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации на этапах разбега на взлете, прерванного взлета и пробега на посадке при пилотировании в соответствии с РЛЭ для сухопутных самолетов должна обеспечиваться возможность движения в пределах установленных ВПП и КПТ без выкатываний как при нормальной работе всех систем, так и при возникновении отказов, влияющих на движение по земле, более частых, чем крайне маловероятные.

(d) Гидросамолеты должны продемонстрировать удовлетворительную устойчивость и управляемость при эксплуатации на воде с максимальным боковым ветром, указанным в пункте (а) настоящего параграфа.

23.235. Условия руления, взлета и посадки

Должны быть продемонстрированы удовлетворительные характеристики управления при рулении, взлете и посадке по самой неровной поверхности, которая может встретиться в условиях нормальной эксплуатации, в том числе и на грунтовых ВПП, если на это запрашивается сертификат, а амортизирующий механизм при этом не должен повреждать конструкцию самолета.

Должны быть установлены ограничения и допустимые характеристики аэродрома для всех заявленных условий эксплуатации самолета.

23.237. Эксплуатация на воде

Для гидросамолетов и самолетов-амфибий должны быть установлены высота волны, при которой должна быть продемонстрирована безопасность эксплуатации, и необходимые процедуры управления на воде.

23.239. Брызгообразование

Брызги не должны опасно ухудшать обзор пилотов, повреждать воздушные винты или другие части гидросамолета или самолета-амфибии в процессе руления, взлета и посадки.

Различные летные требования

23.251. Вибрация и бафтинг

Не должно быть настолько сильной вибрации и бафтинга, в результате которых возникает повреждение конструкции, и ни одна из частей самолета не должна подвергаться чрезмерной вибрации при всех соответствующих скоростях полета вплоть до , и режимах двигателя(ей). Кроме того, во всех нормальных условиях полета не должно быть бафтинга, настолько сильного, чтобы он препятствовал удовлетворительному управлению самолетом или вызывал чрезмерную усталость экипажа. Допускается бафтинг, удовлетворяющий этим ограничениям, который предупреждает о приближении сваливания.

23.253. Скоростные характеристики

Если в соответствии с 23.1505(c) установлена максимальная эксплуатационная скорость , то должны соблюдаться следующие характеристики увеличения скорости и вывода из завалов:

(a) Эксплуатационные условия и характеристики, которые могут вызвать непреднамеренное увеличение скорости (включая завалы по тангажу и крену), должны быть воспроизведены на самолете, сбалансированном на любой возможной скорости вплоть до . Эти условия и характеристики включают завалы от порывов ветра, непреднамеренных перемещений рычагов управления, малых градиентов усилий на рычаге управления относительно величины трения в системе управления, перемещения пассажиров, выравнивания после набора высоты и снижения с высоты, ограничивающей скорость по числу М, до высоты с ограничением по воздушной скорости.

(А) Максимальная скорость для характеристик устойчивости, . Скорость является максимальной скоростью, при которой должны выполняться требования 23.173, 23.175, 23.177, 23.181 при убранных закрылках и шасси. Эта скорость должна быть не менее величины, лежащей посередине между скоростями и , за исключением того, что на высотах, где число М является ограничивающим фактором, величина не обязательно должна превышать число М, при котором возникает эффективное предупреждение о достижении ограничения скорости.

(b) Учитывая время реакции пилота, после появления эффективного естественного предупреждения или срабатывания искусственного сигнализатора, указанного в 23.1303, о выходе на ограничение по скорости должно быть продемонстрировано, что самолет может вернуться к нормальному положению, а скорость снижена до без:

(1) Превышения , максимальной скорости в соответствии с 23.251 или ограничений по прочности конструкции; или

(2) Бафтинга, который мог бы привести к снижению возможностей для пилота читать показания приборов или управлять самолетом для выхода из завала.

(c) При всех скоростях, вплоть до максимальной скорости, продемонстрированной в соответствии с 23.251, не должно быть реверса управления относительно любой оси. Любой реверс усилий от руля высоты или тенденция самолета к уходу по тангажу, крену или рысканью не должны быть резкими и должны легко парироваться обычными приемами пилотирования.

<< Раздел А-0 - Общие требования к летной годности самолета при отказах функциональных систем (самолетные системы, оборудование, силовые...		Раздел >> С - Прочность
	Содержание Приказ Министерства транспорта РФ от 8 мая 2007 г. N 57 "О введении в действие Авиационных правил" (отменен)

Раздел В - Полет

Откройте актуальную версию документа прямо сейчас