25.321. Общие положения
(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение компонента аэродинамической силы (действующей перпендикулярно продольной оси самолета) к весу самолета. За положительную перегрузку принимается перегрузка, при которой аэродинамическая сила направлена вверх по отношению к самолету.
(b) Полетные нагрузки, определенные с учетом сжимаемости воздуха при всех скоростях, должны быть рассмотрены:
(1) во всем диапазоне расчетных высот полета, выбранных Заявителем;
(2) при всех значениях весов: от расчетного минимального веса до расчетного максимального веса, соответствующих каждому отдельному полетному случаю нагружения;
(3) при всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом практически возможном распределении нагрузки в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в РЛЭ.
2.4Расчетные условия при выполнении маневров
и при полете в неспокойном воздухе
25.331. Общие положения
(с) Условия неустановившегося маневра. Должны быть рассмотрены следующие случаи при наличии угловых ускорений:
(2) Контролируемый маневр между скоростями VA и VD. Должно быть рассмотрено выполнение контролируемого маневра при отклонении поверхностей управления тангажом, в ходе которого не будет превышена предельная маневренная перегрузка.
Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой п1 = 1 при любой скорости в диапазоне от VА и VD.. Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки (пII и пIII), при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.
пII = пэmax(a) ; пIII = 1–∆пmax, но |пIII |< пэmin(a)
Здесь ∆пmax = пэmax(a) – 1; пэmin(a) и пэmax(a) [см 25.337(а)].
Принимается, что маневры выполняются следующим образом: штурвал (ручка) отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, значительно далее исходного положения, прежде чем возвратиться к нему. В качестве приближенной может быть принята следующая математическая зависимость:
δ= δМ sin(ωt),
где δ - угол отклонения штурвала (ручки); ω— круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем 2π/Т. Здесь Т = 4 - VА/V, где VA - скорость маневрирования; V - рассматриваемая скорость, при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.
Как правило, достаточно проанализировать три четверти периода отклонения, если принять, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Указанная выше скорость отклонения штурвала (ручки) при сохранении максимального нормального ускорения, достигаемого при маневре, может регулироваться с учетом ограничений, которые могут накладываться величиной прилагаемых пилотом максимальных усилий, указанных в 25.397, крайними положениями системы управления и любым другим косвенным путем, определяемым ограничениями в выходных характеристиках системы управления, как, например, моментом сваливания или максимальной скоростью, задаваемой для бустерной системы управления.
(d) Полет в неспокойном воздухе. Должны быть рассмотрены условия полета в неспокойном воздухе от точки В' до точки J' параграфа 25.333 (с), при этом:
(1) Дополнительная аэродинамическая нагрузка от нормированного порыва добавляется к исходной уравновешивающей нагрузке на хвостовое оперение.
(2) При определении дополнительной нагрузки на хвостовое оперение от порыва необходимо учитывать действие скоса потока за крылом и изменение угла атаки самолета от этого порыва.
Если отсутствует более точный расчет, дополнительную нагрузку на оперение от порыва следует определять по формуле
РН.В = 0,06·Сyα V Ude S(1 – dε/dα),
где РН.В — дополнительная нагрузка на горизонтальное оперение, Н;
Ude — эффективная скорость порыва, м/с [см. 25.341 (а)];
V — индикаторная скорость самолета, м/с;
Сya — производная коэффициента нормальной силы горизонтального оперения по углу атаки, 1/рад;
S — площадь горизонтального оперения, м2;
(1 — dε/dα ) — коэффициент скоса потока.
25.333. Границы допустимых скоростей и перегрузок
(a) Общие положения. Соответствие требованиям прочности настоящего раздела должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета при выполнении маневров и полета в неспокойном воздухе (диаграмма V — n), указанных в пунктах (b) и (с) данного раздела. Эти огибающие могут быть также использованы при определении эксплуатационных ограничений по прочности в соответствии с 25.1501.
(b) Огибающая перегрузок при маневре.
(с) Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе.
25.335. Расчетные воздушные скорости
Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). Величины скоростей VS0 и VS1 должны определяться надежным образом.
(a) Расчетная крейсерская скорость VС. Для скорости VС принимаются следующие условия:
(1) Минимальная величина VС должна быть значительно больше VB, чтобы учесть непредвиденное увеличение скорости, которое может произойти в результате сильной турбулентности атмосферы.
(2) При отсутствии надежных данных, определяющих величину VС, она не может быть меньше, чем VВ + 81 км/ч, но не должна превышать максимальную скорость в горизонтальном полете при максимальной продолжительной мощности на соответствующей высоте.
(3) На высотах, где скорость VD ограничена числом М, скорость VС также может быть ограничена выбранным числом М.
(b) Расчетная скорость пикирования VD. Расчетная скорость пикирования должна быть выбрана такой, чтобы VС/МС было не больше 0,8 VD /MD, или такой, чтобы минимальный запас скорости между VС /МС и VD /MD был равен наибольшим из величин, определяемых в (1) и (2).
(1) Предполагается, что самолет должен быть выведен из установившегося режима полета па скорости VС /MC и в течение 20 с лететь по траектории с наклоном на 7,5° ниже первоначальной, а затем переведен на кабрирование с перегрузкой 1,5 (с приращением 0,5). Возрастание скорости при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Предполагается, что до начала ввода в кабрирование режим работы двигателей выдерживается в соответствии с параграфом 25.175 (b) (iv); в момент начала кабрирования можно допустить уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
(2) Минимальный запас скорости должен быть достаточным на случай изменения атмосферных условий (таких, как горизонтальные порывы, попадания в струйные течения и холодные фронты), а также для учета погрешностей приборов и производственных отклонений в конструкции планера самолета. Эти факторы разрешается рассматривать на основе вероятности. Однако на высоте, на которой величина МС ограничена явлениями сжимаемости, этот запас скорости по числу М должен быть меньше 0,05.
(c) Расчетная маневренная скорость VА. Для скорости VА принимаются следующие условия:
(1) Скорость VA не может быть меньше, чем VS1 , где
(i) п - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка при скорости VС;
(ii) VS1 - скорость срыва при убранных закрылках.
(2) Скорости VA и VS должны быть определены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.
(3) Скорость Va не может быть больше, чем VС или чем скорость, при которой кривая, соответствующая CNmax, пересекает линию эксплуатационной маневренной перегрузки (принимается меньшая величина).
(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва VB. Для определения скорости VB принимаются следующие условия:
(1) Скорость VB не может быть меньше, чем скорость, определяемая на диаграмме V — п [25.333 (с)] точкой пересечения линии, соответствующей максимальной подъемной силе при CNmax t с линией максимального порыва, или по формуле  (принимается меньшая величина), где
(i) пg - положительная перегрузка при полете в неспокойном воздухе при скорости VC (в соответствии с 25.341) и при рассматриваемом весе;
(ii) VS1 - скорость срыва при убранных закрылках и при рассматриваемом весе самолета.
(2) Скорость VB не может быть больше скорости VC.
(е) Расчетная скорость полета при выпущенных закрылках, предкрылках или подобных им устройствах для увеличения подъемной силы VF. Для определения скорости VF принимаются следующие условия:
(1) Расчетная скорость полета для каждого положения закрылков [устанавливаемая в соответствии с 25.697 (а)] должна быть значительно больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего режима полета (включая уход на второй круг), чтобы иметь возможность изменять скорость полета и углы отклонения закрылков.
(2) Если применяется автоматическое управление закрылками или устройство для ограничения нагрузок, можно принимать величины скоростей и соответствующие углы отклонения закрылков, заданные или обеспечиваемые этим устройством.
(3) Скорость VF не может быть меньше, чем:
(i) (1,6 VS1) при взлетном положении закрылков и при максимальном взлетном весе самолета;
(ii) (1,8 VS1) при закрылках, отклоненных для захода на посадку и при максимальном посадочном весе;
(iii) (1,8 VS0) при закрылках в посадочном положении и при максимальном посадочном весе.
25.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки
(a) За исключением случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы, предполагается, что самолет выполняет симметричные маневры, при которых действуют эксплуатационные маневренные перегрузки, указанные в данном разделе. Следует учитывать угловую скорость тангажа, соответствующую маневрам при выходе из пикирования и при установившемся вираже.
(b) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка пэmax(a) для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем 2,1+ (10890/(G + 4540)), но при условии, что величина пэmax(a) должна быть не меньше 2,5 и не больше 3,8, где G - максимальный расчетный взлетный вес, Н.
(c) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка пэmax(a) для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем -1,0.
(d) Меньшие, чем указанные в данном разделе, значения маневренных перегрузок могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.
25.341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе
(a) Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных порывов. Возникающие в результате этого перегрузки должны соответствовать условиям, которые определяются следующим образом:
(1)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных (нисходящих) порывов Ude принимается равной 20,1 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 20,1 м/с на высоте 6096 м до 11,6 м/с на высоте 15240 м.
(2)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных (нисходящих) порывов принимается равной 15,2 м/с. Скорость порывов может уменьшаться от 15,2 м/с на высоте 6096 м до 7,6 м/с на высоте 15240 м.
(3)При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6096м индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,6 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 7,6 м/с на высоте 6096 м до 3,8 м/с на высоте 15240 м.
(b) Предполагается, что:
-
Форма порыва
где s – расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;
b – средняя геометрическая хорда крыла, м;
Ude – эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с пунктом (а), м/с.
(2) Перегрузки от порывов изменяются по линейному закону от точки В' до точки G', как указано на огибающей от порывов в параграфе 25.333(с).
(c) При отсутствии более точного метода расчета перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны определяться по следующей формуле:
п = 1+ (kg Ude V Сya)/(16·G/S),
где kg = (0,88·μg)/(5,3 + μg) - коэффициент ослабления порыва;
μg = (2·G/S)/(b ρ Сya g) - массовый параметр самолета;
Ude - эффективная скорость порыва в соответствии с пунктом (а), м/с;
ρ - плотность воздуха, (кг/м3);
G/S - удельная нагрузка на крыло, Н/м2;
b - средняя геометрическая хорда, м;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
V - индикаторная скорость самолета, м/с;
Сya - производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/рад) при одновременном действии нагрузок от порывов при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение при точном расчете. Можно пользоваться производной коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, если нагрузка от порыва при полете в неспокойном воздухе действует только на крыло, а нагрузка от порыва, действующая на горизонтальное оперение, рассматривается как отдельный расчетный случай.
25.365. Нагружение герметических кабин
Если на самолете имеется один герметический отсек пли более, необходимо иметь в виду следующее:
(a) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой редукционного клапана.
(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете, концентрации напряжений и влияние усталости.
(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.
(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать нагрузки от максимального перепада давления, допускаемого установкой редукционного клапана и умноженного на коэффициент 1,33, при этом остальные нагрузки не учитываются.
(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части, находящиеся внутри пли снаружи герметического отсека, повреждение которых может повлиять на продолжение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстия в любом отсеке вследствие любого из следующих условий:
(1) проникновения в кабину части конструкции двигателя после разрушения двигателя;
(2) появления отверстия в любом герметическом отсеке площадью вплоть до Н0; однако, если нет достаточных оснований полагать, что отверстия будут ограничены малыми отсеками, небольшие отсеки могут быть объединены с прилегающими герметическими отсеками и вместе рассматриваться как один отсек. Площадь отверстия Н0 должна вычисляться по следующей формуле:
Н0 = PAS,
где Н0 - максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 м2.
P = (AS /580) + 0,024,
где А — максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендикулярного продольной оси, м2;
(3) появления максимального отверстия, образующегося из-за поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они практически невероятны.
(i) В соответствии с пунктом (е) данного параграфа характеристики безопасного повреждения конструкции могут быть рассмотрены при определении вероятности разрушения конструкции или ее разгерметизации и увеличения размеров отверстий в расчетах на усталость при условии, что также учитывается возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и небрежного открытия дверей. Более того, результирующие нагрузки от перепада давления должны рациональным или надежным способом сочетаться с нагрузками, соответствующими горизонтальному полету, и с любыми нагрузками, возникающими в условиях аварийной разгерметизации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные; однако, любые деформации, связанные с этими условиями, не должны препятствовать продолжению безопасного полета и осуществлению посадки. Следует также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.
(g) Полы и перегородки в герметическом отсеке для пассажиров должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (е) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность поломки тех частей самолета, которые могут ранить пассажиров и членов экипажа, находящихся на своих местах.
Достарыңызбен бөлісу: | 
