Нормы лётной годности самолётов

2.Нормы лётной годности самолётов

2.1Общие сведения

Первое издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС) было введено в действие в 1967 г. В дальнейшем, после внесения в них пяти изменений, НЛГС стали именоваться НЛГС-1 (1972 г.). Второе издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-2) было введено в действие в 1974 г. НЛГС-2 в период 1975 – 1980 гг. были полностью внедрены в практику работы промышленности, гражданской авиации и Авиационного регистра и сыграли важную роль в создании, сертификации и эксплуатации нового поколения отечественных пассажирских самолетов, повышении уровня их безопасности, а также в накоплении отечественного опыта применения на практике требований к летной годности. По результатам этой работы с учетом новых требований ИКАО, опыта совершенствования зарубежных и национальных НЛГ, развития авиационной науки и техники было подготовлено и введено в действие третье издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-3, 1984 г.), которые в 1985 г. были приняты странами-членами СЭВ в качестве «Единых норм летной годности гражданских транспортных самолетов» (ЕНЛГ-С).

Сравнительный анализ НЛГС-3, FAR и JAR показал, что устанавливаемые ими уровни безопасности практически эквивалентны. По отдельным требованиям имеются отличия между указанными НЛГ, содержащими менее или более жесткие требования к некоторым характеристикам. Однако наиболее существенным является отличие НЛГС-3 от FAR и JAR по структуре расположения требований и их нумерации, что затрудняет понимание отечественных НЛГС за рубежом.

С 1990 г. была начата работа по сближению отечественных НЛГ с Нормами США и Западной Европы по структуре и содержанию требований с учетом обеспечения конкуренто­способности отечественных воздушных судов.

Настоящие «Нормы летной годности самолетов транспортной категории» являются Частью 25 Авиационных Правил (АП-25), учитывают требования отечественных Норм летной годности гражданских самолетов (НЛГС-3), построены по структуре, принятой в FAR-25, и включают в себя Поправки к ним с 1 по 73.

Нумерация частей АП аналогична нумерации соответствующих частей FAR.

При полном совпадении текстов требований АП-25 и FAR-25 нумерация идентична нумерации FAR-25 без введения дополнительных обозначений.

Для удобства пользователей наличие в отдельных параграфах отличий требований АП-25 от требований FAR-25 (исключение, дополнение, введение новых требований и т. п.) обозначается выделением номера и названия параграфа курсивом. При этом в имеющих такие отличия параграфах введенный дополнительный к требованиям FAR-25 или заменяющий их текст в виде целых пунктов и подпунктов обозначен прописными буквами латинского алфавита (например: (А), (В), (С), …). Сам этот текст и дополнения, имеющиеся в отдельных пунктах и подпунктах и состоящие из нескольких слов, выделены курсивом. Текст, содержащийся во Введении, Разделе А-0, Приложении П25А-0 и Дополнении Д25F, курсивом не выделяется. Перевод англо-американских единиц измерения в метрические единицы не обозначается как отличие АП-25 от FAR-25.

АП-25 включают в себя ряд дополнений и приложений, содержащих требования по вопросам эксплуатации самолетов, аналогичные требованиям, содержащимся в FAR-91, FAR-121 и др. По мере разработки соответствующих частей отечественных авиационных правил, эти требования будут исключаться из настоящей Части 25.

2.2Общие положения

(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. Методы, применяемые для определения интенсивности и распределения нагрузок, должны быть подтверждены измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяемые методы определения этих нагрузок надежны (см. МОС 25.301).

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

Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно или в результате отказа или неисправности влияют на характеристики прочности, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия с требова­ниями разделов С и D (см. МОС 25.302).

За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На него умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные нагрузки, то умножать на коэффициент безопасности не следует, за исключением специально оговоренных случаев.

(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 трех секунд. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.

(e) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать вибрации бафтинг, которые могут возникнуть при всех возможных в эксплуатации условиях на скоростях вплоть до V_D/M_D, в том числе на режимах сваливания при возможных непреднамеренных выходах за границы области начала бафтинга. Соответствие этому требованию должно быть показано с помощью расчетов, летных испытаний или других испытаний, которые будут признаны необходимыми Компетентным органом.

(f) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать действующие на конструкцию вибрации, если они являются следствием таких повреждений, отказов или нарушений функционирования системы управления самолета, для которых не показана их практическая невероятность. Возникающие при этом нагрузки должны рассматриваться в качестве эксплуатационных и должны быть исследованы на всех скоростях полета вплоть до V_С/М_С.
25.307. Доказательства прочности

(a) Соответствие требованиям прочности и деформации, приведенным в настоящем разделе, должно быть показано 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, применённый метод расчета является надежным.

(b) [Зарезервирован].

(c) [Зарезервирован].

(d) Если для подтверждения соответствия требованиям параграфа 25.305 (b) используются статические или динамические испытания конструкции самолета, результаты этих испытаний должны быть откорректированы введением соответствующих коэффициентов, кроме тех случаев, когда испытываемая конструкция или часть ее таковы, что общая прочность конструкции обеспечивается значительным количеством элементов и разрушение одного из них приводит к перераспределению нагрузки на другие элементы.