РАЗДЕЛ В - ПОЛЕТ ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

23.21. Доказательство соответствия.

(а) 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%
Критические параметры, зависящие от веса +5%, -1%
Центровка +-7% 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). Для самолетов переходной категории Заявитель должен дополнительно установить максимальный вес без топлива. Максимальный вес должен устанавливаться таким образом, чтобы он

(1) не превышал

(i) наибольшего веса, выбранного Заявителем;

(ii) максимального расчетного веса, т.е. наибольшего веса, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм к нагружению конструкции (кроме тех требований, которые удовлетворяются при расчетном посадочном весе); или

(iii) наибольшего веса, при котором доказывается соответ- ствие всем применимым требованиям к летным характеристикам, за исключением самолетов, снабженных ракетными двигателями в качестве резервного источника мощности __ ;

(2) был не менее, чем вес, определенный

(i) при предположении, что 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 продолжи- тельной 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 настоящей части) 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, необходимо- го 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 определятся 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 двига- тель(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

(а) 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.

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

(b) Винты с неизменяемым в полете шагом.

(1) На взлете и на начальном участке набора высоты при наивыгоднейшей скорости VY 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 непревы- шаемой скорости ( VNE или VMO), обозначенной на трафарете, винт не должен вызывать раскрутку двигателя более, чем до 110% частоты вращения максимально- го продолжительного режима.

(с) Винты изменяемого в полете шага без регулятора постоянной частоты вращения. Каждый 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) Винты изменяемого в полете шага с регулятором постоянной частоты вращения. Каждый винт изменяемого в полете шага с регулято- ром 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.

(а) Если нет других указаний, требования данного подраздела к летным характеристикам должны удовлетворятся в спокойном воздухе и

(1) в условиях стандартной атмосферы для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий; или

(2) в условиях конкретной окружающей атмосферы для самолетов переходной категории.

(b) Летные характеристики должны соответствовать располагаемой эффективной мощности или тяге для конкретных окружающих атмосферных условий, конкретного режима полета и относительной влажности, указанной в пункте (d) данного параграфа.

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

(1) потери в установке; и

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

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

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

(2) 34% - при температуре на 28 °С выше температуры стандартной атмосферы и при более высокой температуре.

(3) В диапазоне между указанными двумя температурами относи- тельная влажность изменяется линейно.

(е) 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 до такой степени, чтобы быть совместимой с эксплуатационными процедурами, требуемыми в пункте (e)(3) настоящего параграфа.

(3) Если не предписано иное, в процессе определения характе- ристик 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 и прерывания посадки, соответствующие условиям, предписанным в параграфах 23.67(е)(3) и 23.77(с). (5) Процедуры, установленные в пунктах (e)(3) и (e)(4) настоящего параграфа, должны

(i) быть такими, чтобы их мог уверенно выполнять экипаж средней квалификации;

(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.

(а) Скорость VSO является индикаторной земной скоростью сваливания, если таковая достижима, или минимальной скоростью установившегося полета, (выраженной в км/ч), при которой самолет управляем при следующих условиях:

(1) режим мощности или тяги установлен в соответствии с пунктом (e) настоящего параграфа;

(2) винт(ы) во взлетном положении;

(3) шасси выпущено;

(4) закрылки в посадочном положении;

(5) створки капота закрыты;

(6) центровка наиболее неблагоприятная в допустимом для посадки диапазоне; и

(7) вес самолета, равный весу, при котором скорость VSO исполь- зуется в качестве критерия для определения соответствия требуемым летным характеристикам.

(b) За исключением изложенного в пункте (с) настоящего парагра- фа, скорость VSO при максимальном весе не должна превышать 113 км/ч для

(1) однодвигательных самолетов; и

(2) многодвигательных самолетов с максимальным весом не более 2720 кгс, которые не могут выполнить условия минимальной скороподъ- емности, установленной в 23.67(b) при неработающем критическом двигателе.

(с) Все однодвигательные самолеты и те многодвигательные с максимальным весом не более 2720 кгс , у которых скорость сваливания VSO превышает 113 км/ч и которые не удовлетворяют требованиям 23.67(b)(2)(i), должны удовлетворять требованиям 23.562(d).

(d) Скорость VS1 является индикаторной земной скоростью сваливания, если таковая достижима, или минимальной скоростью установившегося полета, (выраженной в км/ч), при которой самолет управляем при следующих условиях:

(1) режим мощности или тяги установлен в соответствии с пунктом (е) настоящего параграфа;

(2) винт(ы) во взлетном положении;

(3) конфигурация самолета такая же, как на испытаниях, при которых используется VS1 ; и

(4) вес самолета, равный весу, при котором скорость VS1 исполь- зуется в качестве критерия для определения соответствия требуемым летным характеристикам.

(е) Скорости VSO и VS1 должны определяться летными испытаниями по методике, указанной в 23.201.

(f) Для удовлетворения требований настоящего параграфа должны использоваться следующие режимы мощности или тяги.

(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.

23.51. Взлет.

(а) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий дистанция для взлета и набора высоты 15 м , а для самолетов переходной категории дистанция для взлета и набора высоты 10,7 м, должна определяться при следующих условиях:

(1) двигатели работают в пределах установленных эксплуатацион- ных ограничений;

(2) створки капота находятся в нормальном взлетном положении.

(b) Началом измерения взлетной дистанции гидросамолета и самолета-амфибии может быть точка, в которой достигнута путевая скорость не более 5,5 км/ч.

(c) Взлеты, выполняемые для определения характеристик, указанных в настоящем параграфе, не должны требовать исключительного летного мастерства или исключительно благоприятных условий.

(d) Для самолетов переходной категории характеристики взлета и данные, требуемые в параграфах 23.53 - 23.59, должны определяться и включаться в Руководство по летной эксплуатации самолета:

(1) для всех весов, высот и температур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, выбранных Заявителем;

(2) для выбранной взлетной конфигурации;

(3) для наиболее неблагоприятной центровки;

(4) при работе двигателей в пределах эксплуатационных ограничений;

(5) на ровной, сухой, твердой поверхности ВПП; и

(6) скорректированные на следующие эксплуатационные факторы:

(i) не более 50% встречной и не менее 150% попутной составляющих номинальной величины скорости ветра;

(ii) эффективные уклоны ВПП.

23.53. Скорости взлета.

(а) Для многодвигательных самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категории скорость подъема носовой стойки шасси VR не должна быть менее 1,05 VMCG или VMC , определенных в соответствии с 23.149.

(b) Самолет по достижении высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности должен иметь скорость не менее:

(1) для многодвигательных самолетов, большей из -

(i) 1,1 VMC ; или

(ii) скорости, не менее 1,2 VS1, обеспечивающей безопасность продолжения полета или посадки на аэродром взлета (если это предписано) во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя;

(2) для однодвигательных самолетов - скорость не менее 1,2 VS1 , если доказана ее безопасность во всех условиях, включая турбулен- тность воздуха и полный отказ двигателя.

(c) К самолетам переходной категории относится следующее.

(1) Скорость принятия решения V1 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 V1 должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше, чем большая из следующих величин:

(i) 1,1 VS1 ;

(ii) 1,1 VMCG , установленной в соответствии c 23.149;

(iii) скорости, на которой самолет может оторвать переднее колесо для взлета, и которая показана как достаточная для безопасно- го продолжения взлета при внезапном отказе критического двигателя при обычной летной квалификации пилота; или

(iv) скорости VEF 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) Безопасная скорость взлета V2 , выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 23.67, но она не должна быть меньше V1 или меньше 1,2 VS1 .

(3) Скорость отказа критического двигателя VEF - это индикаторная земная скорость, на которой предполагается отказ критического двигателя. Скорость VEF должна выбираться Заявителем, но она не должна быть ниже скорости VMCG , которая определяется в соответствии с 23.149.

(4) Скорость в момент подъема носовой опоры шасси VR , выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем, и она не может быть меньше, чем большая из следующих скоростей:

(i) скорости V1 ; или

(ii) скорости, определяемой в соответствии с 23.57(с), позволяющая получить скорость начального набора высоты V2 до достиже- ния высоты 10,7 м над взлетной поверхностью.

(5) Необходимо использовать одно значение скорости VR при доказательстве соответствия требованиям как для взлета с одним неработающим двигателем, так и взлета со всеми работающими двигате- лями при любых заданных условиях, таких как вес, высота, конфигура- ция и температура и при этом:

(i) взлет с одним неработающим двигателем определяется в соответствии с 23.57; и

(ii) взлет со всеми работающими двигателями определяется в соответствии с 23.59.

(6) 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 VR , установленной в соответствии с пунктами (c)(4) и (c)(5) настоящего параграфа, не превышает соответствующую дистанцию взлета при одном неработающем двигателе, определенную в соответствии с параграфами 23.57 и 23.59 при использовании установленного значения VR . Дистанция взлета, определяется в соответствии с 23.59. Взлет должен безопасно продолжаться от точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью на скорости не более, чем (V2 - 10) км/ч.

(7) Заявитель должен доказать, что при всех работающих двигателях заметное увеличение установленной дистанции взлета, определенной в соответствии с 23.59, не является результатом чрезмерного задирания носа или разбалансировки.

23.55. Дистанция прерванного взлета.

Для самолета переходной категории дистанция прерванного взлета должна определяться следующим образом.

(а) Дистанция прерванного взлета является суммой дистанций, необходимых для

(1) разгона самолета от точки старта с места до скорости V1 ; и

(2) торможения и полной остановки самолета от точки, в которой достигается скорость V1 , предполагая, что в случае отказа двигателя пилот принял решение прервать взлет, что проявляется введением в действие первого средства торможения на скорости V1.

(b) Средства, отличные от тормозов колес, могут быть использова- ны для определения дистанции прерванного взлета, если эти средства можно применять при неработающем критическом двигателе и если эти средства:

(1) безопасны и надежны;

(2) используются таким образом, что в обычных условиях эксплуатации можно ожидать получение устойчивых результатов; и

(3) таковы, что не требуют исключительного мастерства для управления самолетом.

23.57. Траектория взлета. Для самолета переходной категории траектория взлета определяется следующим образом.

(а) 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, в зависимости от того, какая точка выше. Кроме того

(1) определение траектории взлета должно основываться на методах, предписанных в 23.45;

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

(3) после достижения скорости VEF самолет должен разгоняться до скорости V2 .

(b) При разгоне до скорости V2 носовую стойку шасси разрешается отрывать от земли на скорости не ниже VR . Однако уборку шасси разрешается начинать только после отрыва самолета от земли.

(с) При определении траектории взлета в соответствии с пунктами (а) и (b) настоящего параграфа

(1) наклон воздушного участка траектории взлета должен быть положительный во всех точках;

(2) самолет должен достигать скорости V2 до достижения высоты 10,7 м над взлетной поверхностью и должен продолжать полет на скорости, близкой к практически принимаемой, но не меньшей V2 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 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;

(4) данные траектории взлета должны быть проверены демонстра- ционными взлетами до точки, в которой самолет находится вне влияния земли и его скорость стабилизируется, чтобы убедиться в том, что эта траектория определена с запасом относительно непрерывной траекто- рии; и

(5) самолет считается находящимся вне влияния земли, когда он достигает высоты, равной размаху его крыла.

23.59. Потребные дистанции взлета и разбега.

Для самолета переходной категории:

(а) 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 высота над взлетной поверхностью составляет 10,7 м, определяемого по методу, указанному в 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 VLOF 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, равноотсто- ящей от точки, в которой достигается скорость VLOF 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 самолета 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.

(с) 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.

23.65. Набор высоты со всеми работающими двигателями.

(а) Каждый самолет должен иметь установившуюся скороподъемность на уровне моря не менее 1,5 м/с и установившийся градиент набора высоты не менее 1/12 для сухопутных самолетов или 1/15 для гидросамолетов и амфибий в следующих условиях:

(1) скорость не менее 1,2 VS1 ;

(2) режим работы двигателя(ей) не превышает режима максималь- ной продолжительной мощности;

(3) шасси убрано;

(4) закрылки во взлетном положении;

(5) створки капота или другие средства регулирования подачи воздуха для двигателя в таком положении, как при испытаниях охлаждения, требуемых в параграфах 23.1041 - 23.1047.

(b) Каждый самолет, у которого взлетная и максимальная продолжи- тельная мощность двигателя(ей) одинакова и на нем(них) установлен(ы) винт(ы) фиксированного шага, двухпозиционные или подобные им винты, может использоваться меньший шаг винта, чем допускается в 23.33, для получения расчетного значения оборотов двигателя на скорости наивыгоднейшего градиента набора высоты VX , если:

(1) самолет показывает летные данные на грани допустимых (например, удовлетворяются требования пункта (а) настоящего параграфа по скороподъемности, но есть трудности в выполнении требований этого же пункта или параграфа 23.77 к градиенту набора высоты);

(2) показано приемлемое охлаждение двигателей при меньшей скорости, соответствующей наивыгоднейшему градиенту набора высоты.

(с) Каждый самолет с газотурбинным(и) двигателем(ями) должен сохранить установившийся градиент набора высоты не менее 4% на барометрической высоте 1500 м при температуре 27 °C, т.е. на 22 °C выше стандартной температуры на этой высоте и при конфигурации, предписанной пунктом (а) настоящего параграфа.

(d) Кроме того, для самолетов переходной категории должны быть определены значения летных характеристик для разных весов, высот полета и температур при наиболее критическом положении центра тяжести, указанном в заявке на получение сертификата.

23.67. Набор высоты с одним неработающим двигателем.

(a) Для поршневых самолетов нормальной, многоцелевой и акробати- ческой категорий с количеством двигателей два и более, установив- шийся градиент набора высоты с одним неработающим двигателем должен определяться в следующих условиях:

(1) критический двигатель не работает и его винт находится в положении минимального сопротивления;

(2) остальные двигатели работают на режиме не выше максималь- ной продолжительной мощности или тяги;

(3) шасси убрано;

(4) закрылки в наиболее благоприятном положении;

(5) створки капота в таком положении, как при испытаниях охлаждения, требуемых в параграфах 23.1041 - 23.1047.

(b) К поршневым самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий, с количеством двигателей два и более, относится следующее:

(1) Каждый самолет с максимальным весом более 2720 кгс должен иметь установившийся градиент набора высоты не менее 1,5% на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности и на скорости не менее 1,2 VS1 при стандартной для данной высоты температуре и при условиях, указанных в пункте (а) настоящего параграфа.

(2) Для самолета с максимальным весом 2720 кгс и менее применяется следующее.

(i) Каждый самолет, к которому относится требование 23.562(d), или имеющий скорость VSO , равную 113 км/ч и менее, должен иметь положительную скороподъемность на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности и на скорости не менее 1,2 VS1 при стандартной для данной высоты температуре и при условиях, указанных в пункте (а) настоящего параграфа.

(ii) Каждый самолет, за исключением тех, к которым относится требование 23.562(d) и у которых скорость VSO более 113 км/ч , должен иметь постоянный градиент набора высоты, указанный в пункте (b)(1) настоящего параграфа.

(с) К газотурбинным самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий, с количеством двигателей два и более относится следующее.

(1) Установившийся градиент набора высоты должен определяться для каждого веса, высоты и температуры окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных Заявителем при условиях, указанных в пункте (а) настоящего параграфа.

(2) Каждый самолет должен иметь следующие градиенты набора высоты в условиях, предписанных пунктом (а) настоящего параграфа.

(i) 1,5 % на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности, скорости не менее 1.2 VS1 и стандартной для данной высоты температуре;

(ii) 0,75 % на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхнос- ти, скорости не менее 1.2 VS1 и температуре на 22 °С выше стандартной для данной высоты. (3) Минимальный градиент набора высоты, указанный в пунктах (c)(2)(i) и (c)(2)(ii) настоящего параграфа, должен изменяться линейно в диапазоне между стандартной температурой и температурой на 22 °С выше стандартной. При более высоких температурах этот градиент должен изменяться с тем же наклоном вплоть до максимальной эксплуатационной температуры, утвержденной для самолета.

(d) Для всех многодвигательных самолетов должна быть определена скорость, обеспечивающая наивыгоднейшую скороподъемность при одном неработающем двигателе.

(е) К самолетам переходной категории относится следующее.

(1) Набор высоты при взлете. Должен быть установлен максималь- ный вес для всех высот и температур воздуха в пределах тех эксплуа- тационных ограничений, которые установлены для данного самолета, при котором самолет удовлетворяет минимальным характеристикам набора высоты, указанным в пунктах (e)(1)(i) и (e)(1)(ii) настоящего параграфа, без учета влияния земли, в спокойной атмосфере, при взлетной конфигура- ции самолета, с наиболее критическим положением центра тяжести, с неработающим критическим двигателем, при максимальной взлетной мощности или тяге остальных двигателей и при авторотации воздушного винта неработающего двигателя за исключением случаев, когда при установке на самолет утвержденной системы автоматического флюгирова- ния воздушного винта, последний может находиться во флюгерном положении.

(i) Взлет; шасси выпущено. Минимальный установившийся градиент набора высоты во всех точках траектории полета, начиная от скорости отрыва VLOF и до уборки шасси, 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.

(ii) Взлет; шасси убрано. Минимальный установившийся градиент набора высоты на скорости V2 до достижения высоты 120 м над взлетной поверхностью, должен быть не менее 2% для самолетов с двумя двигателями, 2,3% для самолетов с тремя двигателями и 2,6% для самолетов с четырьмя двигателями. На самолетах с неубирающимися шасси данное требование должно выполняться при выпущенном шасси.

(2) Набор высоты в маршрутной конфигурации. Должен быть определен максимальный вес для всех высот и температур воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для самолета, при котором установившийся градиент набора высоты не ниже 1,2% для самолетов с двумя двигателями, 1,5% для самолетов с тремя двигателя- ми и 1,7% для самолетов с четырьмя двигателями на высоте 450 м над взлетной поверхностью в маршрутной конфигурации, с неработающим критическим двигателем, при максимальной продолжительной мощности или тяге остальных двигателей и при наиболее неблагоприятной центровке.

(3) Заход на посадку. В конфигурации, соответствующей нормаль- ной процедуре захода на посадку со всеми работающими двигателями, при которой скорость VS1 в этой конфигурации не превышает 110% VSO для соответствующей посадочной конфигурации, установившийся градиент набора высоты должен быть не меньше 2,1% для самолетов с двумя двигателями, 2,4% для самолетов с тремя двигателями и 2,7% для самолетов с четырьмя двигателями в следующих условиях:

(i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой взлетной мощности или тяги;

(ii) максимальный посадочный вес; и

(iii) скорость набора высоты, установленная с учетом нормальных процедур посадки, но не превышающая 1,5 VS1 .

23.75. Посадка.

Для самолетов (кроме самолетов с лыжным шасси, для которых, как сухопутных, посадочные характеристики определяются в соответствии с настоящим параграфом и указываются в РЛЭ) посадочная дистанция - расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью до полной остановки или до путевой скорости 5,5 км/ч - при посадке на воду гидросамолетов и самолетов-амфибий, должна определяться в следующих условиях.

(а) Установившееся планирование при заходе на посадку должно выдерживаться до высоты 15 м с земной индикаторной скоростью не менее, чем 1,3 VS1 .

(1) Постоянное снижение до высоты 15 м должно происходить с градиентом 5,2 % (3°).

(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 эксплуата- ционное ограничение, указан в РЛЭ и его значение должно быть 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:

а) 9 м при градиенте снижения 5,2%;

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

Посадка не должна требовать исключительного летного мастерства или исключительно благоприятных атмосферных условий, включая турбулентность и боковой ветер и при этом:

(1) начиная с момента пролета высоты 15 м над посадочной поверхностью и спустя не менее 2 с после момента касания, должна сохраняться посадочная конфигурация самолета (за исключением случаев автоматического изменения конфигурации);

(2) для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 с от момента подачи команды до момента начала ее выполнения;

(3) для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещением штурвала и (или) педалей, вводится интервал времени в 1 с от момента завершения предыдущей операции до начала последующей.

(с) 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 из условий, существующих на высоте 15 м.

(е) Торможение колес шасси должно производиться только после касания самолета, при этом не должны использоваться средства аварийного торможения самолета. Давление в системе торможения колес не должно превышать значений, установленных для сертификации.

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

(1) безопасны и надежны;

(2) используются таким образом, что можно ожидать устойчивые результаты в эксплуатации;

(3) не требуют исключительного мастерства для управления самолетом.

(g) Если использование каких-либо средств торможения самолета, 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.

(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 секунды с момента касания самолетом взлетно-посадочной поверхности.

(В) 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 покрытых атмосферными осадками взлетно-посадочных полос 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 (В)(1) настоящего параграфа.

(3) Для влажных взлетно-посадочных полос, в том случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на влажных ВПП не производилось, потребная посадочная дистанция должна представлять собой потребную посадочную дистанцию для сухих ВПП, умноженную на коэффициент 1,15.

(С) Для однодвигательных самолетов в летных испытаниях должно быть определено расстояние в горизонтальной плоскости, проходимое при планировании на участке dH = 300 м с неработающим двигателем. Воздушный винт, шасси и механизация крыла должны находиться в положении, которое обеспечивается при выключенном двигателе, для получения приемлемых характеристик планирования. При этом не должно требоваться исключительного мастерства и чрезмерного внимания пилота (экипажа). (h)

Дополнительно к самолетам переходной категории относится следующее:

(1) посадочная дистанция должна определяться для стандартных температур при всех весах, высотах и ветре в пределах эксплуатационных ограничений, установленных Заявителем;

(2) установившееся планирование при заходе на посадку с градиентом снижения не больше, чем 5,2% (3°), должно выполняться до высоты 15 м при индикаторной земной скорости не менее 1,3 VS1 ; и

(3) в данные по посадочным дистанциям должны включаться корректирующие факторы для составляющей номинальной скорости ветра не более 50% встречной и не менее 150% попутной.

23.77. Уход на второй круг.

(а) Для ухода на второй круг каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий должен сохранять на уровне моря установившийся градиент набора высоты не менее 1/30 в следующих условиях:

(1) режим работы каждого двигателя взлетный;

(2) шасси выпущено;

(3) закрылки в посадочном положении, за исключением следующего случая: если закрылки можно безопасно убрать не более чем за 2 с без потери высоты и без резких изменений угла атаки или исключительного летного мастерства, то они могут быть в убранном положении;

(4) скорость не менее:

(i) для многодвигательных самолетов, большей из -

(А) 1,1 VMC , или

(В) не менее 1,2 VS1 , обеспечивающей безопасность продолжения полета на этой скорости, если это предписано, во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя;

(ii) для однодвигательных самолетов - не менее 1,2 VS1 , если доказана ее безопасность во всех условиях, включая турбулентность воздуха и полный отказ двигателя.

(b) Каждый самолет с газотурбинным двигателем нормальной, многоцелевой и акробатической категорий должен сохранять установившуюся скороподъемность не ниже нулевой на высоте 1500 м над уровнем посадочной поверхности, при температуре на 22 °C выше стандартной температуры на этой высоте и при конфигурации, предписанной пунктом (а) настоящего параграфа.

(с) Для самолетов переходной категории при всех работающих двигателях максимальный вес должен определяться в посадочной конфигурации для всех высот и температур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для этого самолета, при наиболее неблагоприятной центровке, вне влияния земли, в спокойном воздухе, при установившемся градиенте набора высоты не менее 3,3% в следующих условиях:

(1) мощность или тяга двигателей, получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа во взлетное положение;

(2) скорость набора высоты не больше скорости захода на посадку, установленной в соответствии с 23.75 и не менее большей из скоростей:

(i) 1,05 VMC ; или

(ii) 1,10 VS1 .

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.

(а) Самолет должен безопасно управляться и выполнять маневры при

(1) взлете;

(2) наборе высоты;

(3) горизонтальном полете;

(4) снижении; и

(5) 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).

(с) 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.

Величина усилий на ручке, штурвале и педалях при маневре по тангажу, кгс по крену, кгс по курсу, кгс

(а) Кратковременно ручка управления, штурвал 27,0 14,0 - усилие, прикладываемое к ободу двумя руками 34,0 27,0 - усилие, прикладываемое к ободу одной рукой 23,0 - - педаль руля направления - - 68,0

(b)Продолжительно 4,5 2,5 9,0 23.145.

Продольное управление.

(а) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к 1,3 VS1 , при скорости ниже балансировочной, должна быть обеспечена возможность привычными действиями рычага 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 усилий на рычаге управления больших тех, что указаны в 23.143 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 1,4 VS1 , выпустить закрылки как можно быстрее, при этом допускается изменение скорости от 1,4 VS1 до 1,4 VSO ,

(i) режим двигателя(ей) - малый газ,

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

(2) При выпущенных шасси и закрылках.

(i) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к 1,3 VSO, 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, пока не будет достигнута, как минимум скорость, установленная в соответствии с

23.77. Шасси убирается при положительном угле набора высоты.

(ii) В прямолинейном полете на скорости 1,1 VSO , с двигателем(ями), работающим(ми) на режиме малый газ, и при балансировке на скорости, близкой к 1,2 VSO , должна быть обеспечена возможность выдерживать приблизительно горизонтальный полет при быстрой уборке закрылков, увеличивая при необходимости режим работы двигателя(ей), не превышая максимально продолжительного. Если предусмотрено промежуточное положение закрылков, самолет может быть снова сбалансирован на любом этапе уборки, при этом самолет может разгоняться до значения в 1,1 раз больше минимальной скорости, установленной для промежуточного положения закрылков.

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

(4) C режима работы двигателя(ей) малый газ при убранных закрылках и шасси и при балансировке самолета на скорости, близкой к 1,4 VS1 , 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 1,4 VSO , достичь и выдерживать воздушную скорость от 1,1 VSO до меньшей из скоростей 1,7 VSO или VFE .

(с) На скорости больше VMO /МMO и вплоть до VD /MD 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 более 5 кгс выдерживать скорость не выше скорости 1,3 VSO в процессе планирования с убранным газом, выпущенными закрылками и шасси, при всех весах самолета, включая максималь- ный.

(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 прeвышения 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. 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 1,4 VS1 с изменением курса до 15°, (но не превышая угол, при котором усилие на педалях от руля направления соответствует пределу, указанному в 23.143), при следующих условиях:

(а) критический двигатель не работает и его винт находится в положении минимального сопротивления;

(b) остальные двигатели работают на режиме не выше максимальной продолжительной мощности;

(c) шасси

(1) убрано и

(2) выпущено;

(d) закрылки в наиболее благоприятном положении для набора высоты.

23.149. Минимальная эволютивная скорость.

(а) VMC - 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 c креном не более 5°. Способность к выдерживанию прямолинейного установившегося полета на VMC 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) VMC не должна превышать 1,2 VS1 (где VS1 определяется при максимальном взлетном весе), при следующих условиях:

(1) двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги;

(2) центровка - наиболее неблагоприятная;

(3) самолет сбалансирован для взлета;

(4) вес - максимальный взлетный на уровне моря или любой меньший вес, необходимый для показа VMC ;

(5) самолет в наиболее критической для взлета конфигурации, рычаги управления винтами в положении, рекомендованном для взлета, шасси убрано;

(6) самолет находится вне влияния земли.

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

(d) При скорости VMC 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 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 применении особых методов пилотирования и без возникновения недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости.

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

(1) двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги;

(2) центровка - наиболее неблагоприятная;

(3) самолет сбалансирован для взлета;

(4) вес - максимальный взлетный на уровне моря или любой меньший вес, необходимый для показа VMCG ;

(5) самолет в наиболее критической для взлета конфигурации, рычаги управления винтами в положении, рекомендованном для взлета;

(6) 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.

23.151. Фигуры высшего пилотажа.

Все самолеты акробатической и многоцелевой категории должны быть в состоянии безопасно выполнять фигуры высшего пилотажа, на которые запрашивается сертификация. 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(с), при заходе на посадку:

(а) со скоростью на 10 км/ч ниже скорости, установленной в соответствии с 23.75, на сбалансированном самолете или в состоянии, как можно более близком к сбалансированному, без изменения балансировки в течение маневра;

(b) при снижении с градиентом, соответствующим полету по наиболее крутой траектории, рекомендованном для эксплуатации; (с) только с таким изменением мощности или тяги, которые потребовались бы при нормальном заходе на посадку на скорости 1,3 VS1 .

23.155. Усилия управления рулем высоты при маневрах.

(а) 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 кгс ; 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) Требование пункта (а) настоящего параграфа должно удовлетворяться в полете с убранными закрылками и шасси, при 75% максимальной продолжительной мощности для поршневых двигателей или при максимальной мощности или тяге, установленных Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения поршневых или газотурбинных двигателей для использования в крейсерском полете, в каждом из следующих случаев:

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

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

(с) Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть показано посредством измерения нормального ускорения, достигнутого при предельном усилии на рычаге управления, или путем установления усилия на рычаге на единицу перегрузки и экстраполяции до соответствующего предельного значения.

23.157. Угловая скорость крена.

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

(1) на самолетах с максимальным весом не больше 2720 кгс - 5 секунд 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 винт в положении минимального сопротивления, и максимальная взлетная мощность или тяга остальных двигателей; и

(4) самолет сбалансирован на большей из скоростей 1,2 VS1 и 1,1 VMC или в положении, наиболее близком к сбалансированному в прямолинейном полете.

(с) 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 не больше 2720 кгс - 4 секунды 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 (c) настоящего параграфа должно удовлетворяться при кренении самолета в любом направлении в следующих условиях:

(1) закрылки выпущены;

(2) шасси выпущено;

(3) при работе всех двигателей на режиме малого газа и при работе всех двигателей на режиме, соответствующем горизонтальному полету; и

(4) самолет сбалансирован при скорости, используемой для показа соответствия требованиям параграфа

23.75. БАЛАНСИРОВКА

23.161. Балансировка.

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

(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 0,9 VH , VC или VMO ;

(2) на меньшей из двух скоростей VH или VMO /МMO для самолетов переходной категории.

(с) Продольная балансировка. Должна обеспечиваться продольная балансировка во всех указанных ниже условиях, за исключением того, что при скорости больше VMO /МMO обеспечивать балансировку не требуется.

(1) Набор высоты на режиме максимальной продолжительной мощности при

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

(ii) скорости, рекомендованной для набора высоты со всеми работающими двигателями в 23.1585(a)(4).

(2) Заход на посадку c градиентом снижения 5,2 % (3°), с выпущенным шасси и

(i) при убранных закрылках на скорости 1,4 VS1 ,

(ii) на рекомендованной скорости и при положении закрылков, используемых для показа соответствия требованиям параграфа 23.75.

(3) Горизонтальный полет на любой скорости с убранными закрылками и шасси, выполняемый:

(i) самолетами нормальной, многоцелевой и акробатической категории в диапазоне от меньшей из скоростей VH и VNO или VMO до скорости 1,4 VS1 ;

(ii) самолетами переходной категории на скоростях в диапазоне от меньшей из двух скоростей VH или VMO /МMO до скорости VX или скорости 1,4 VS1 .

(4) На режиме снижения на скорости 0,9 VNO или 0,9 VMO с двигателем(ями), работаю- щим(и) на режиме малого газа, шасси и закрылки убраны.

(d) Кроме того, для многодвигательных самолетов должны обеспечиваться продольная и путевая балансировки, а усилия на рычаге управления от элеронов не должны превышать 2,5 кгc на скорости, используемой для доказательства соответствия требованиям 23.67 для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категории и на скорости в диапазоне от VY до 1,4 VS1 для самолетов переходной категории при следующих условиях:

(1) критический двигатель не работает, винт - в положении минимального сопротивления;

(2) остальные двигатели работают на режиме максимальной продолжительной мощности;

(3) шасси убрано;

(4) закрылки - в положении, выбранном для демонстрации соответствия требованиям параграфа 23.67 для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий, и в убранном положении для самолетов переходной категории;

(5) угол крена не более 5°.

УСТОЙЧИВОСТЬ

23.171. Общие положения. Самолет должен обладать продольной, путевой и поперечной устойчивостью в соответствии с требованиями параграфов с 23.173 по 23.181. Кроме того, должно быть показано, что по "ощущению" пилота самолет обладает соответствующей устойчивостью и управляемостью (статической устойчи- востью) 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 трения в системе управления должны быть следующими.

(а) 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 показано 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 ±10% ; а

(2) на самолетах переходной категорий скорость должна возвратиться к исходной балансировочной скорости с отклонением от нее в пределах ±7,5% в крейсерском режиме, указанном в 23.175(b). (с) Усилие на рычаге управления должно изменяться по скорости таким образом, чтобы любое существенное изменение скорости приводило к отчетливо ощущаемому пилотом усилию на рычаге управления.

(A) Балансировочные кривые по перегрузке PB = f1 (nya ) и xB = f2 (nya) или PB = u1(Ё ) и xB = u2 (Ё) при перегрузках nya Ё 1 должны иметь отрицательный наклон вплоть до Ё = Ё ДОП или nya = nэmax(a) в зависимости от того, что наступает раньше. Величины градиентов илидолжны быть приемлемыми по оценке пилота.

(B) При перегрузках nya < 1 балансировочные кривые PB = f1 (nya ) и xB = f2(nya ) или PB = u1 (Ё) и xB = u2 (Ё) на самолетах, не предназначенных для выполнения фигур пилотажа, должны иметь отрицательный наклон до перегрузки nya = 0,5 . При дальнейшем уменьшении перегрузки вплоть до nya = 0 или, если в РЛЭ указана разрешенная в эксплуатации перегрузка nэmin(a) < 0, то до нее допуска- ется положительный наклон балансировочных кривых PB = f1 (nya ) и PB = u1 (Ё) , 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 nya < 1 наклон балансировочных кривых PB = f1 (nya ) и xB = f2 (nya) или PB = u1 (Ё) и xB = u2 (Ё) должен быть отрица- тельным вплоть до Ё = Ё ДОП на отрицательных углах атаки или до перегрузки n ya = nэmin(a) , в зависимости от того, что достигается раньше. Величины градиентов и при перегрузках nya < 1 должны быть приемлемыми по оценке пилота.

23.175. Демонстрация статической продольной устойчивости.

Статическая продольная устойчивость должна быть показана в следующих условиях.

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

(1) закрылках в положении для набора высоты;

(2) убранном шасси;

(3) поршневые двигатели работают на режиме максимальной продолжительной мощности или тяге, а газотурбинные двигатели - на максимальной тяге, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения для использования в процессе набора высоты, и

(4) балансировке самолета на скорости VY , но не менее 1,4 VS1 .

(b) Крейсерский полет - шасси убрано (или неубирающееся шасси).

(1) Для крейсерских условий, указанных в пунктах (b)(2) и (b)(3) настоящего параграфа применяется следующее:

(i) скорость должна быть не менее 1,3 VS1 ;

(ii) скорость должна быть не более VNE , для самолетов которым эта скорость установлена в соответствии с пунктом 23.1505(а);

(iii) скорость самолетов, для которых установлена VMO /МMO в соответствии с 23.1505 (с), должна быть не более средней скорости между VMOMO , и меньшей из VD /MD или скорости, продемонстрированной в соответствии с параграфом 23.251, за исключением того, что на высотах, где ограничивающим фактором является число M, не должна превышаться скорость, соответствующая числу М, при котором появляется эффективное предупреждение о выходе на ограничение по скорости.

(2) Крейсерский полет с большой скоростью. Кривая усилий на рычаге управления должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов выше и ниже балансировочной скорости: 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости или 74 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости - для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий. 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, за исключением того, что скорости не должны превышать скорость VFC /MFC или быть меньше 1,4 VS1 , и считается, что на внешних границах этого диапазона скоростей усилия на рычаге управления не превышают 23 кгс. Кроме того, для самолетов переходной категории VFC /MFC не должна быть меньше скорости средней между VMOMO и VDF /MDF , за исключением того, что на высотах, где ограничива- ющим фактором является число M , величина MFC не должна превышать число M , при котором появляется эффективное предупреждение о выходе на ограничение скорости. Эти требования для всех категорий самолетов должны удовлетворяться при

(i) убранных закрылках;

(ii) 75% максимальной продолжительной мощности - для поршневых двигателей, или для газотурбинных двигателей - максимальной крейсерской мощности или тяги, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения, за исключением того, что не требуется, чтобы мощность превышала потребную при VNE для самолетов, у которых эта скорость установлена в соответствии с 23.1505(а), или потребную при VMO MO для самолетов, у которых эта скорость установлена в соответствии с 23.1505(с);

(iii) балансировке самолета для горизонтального полета.

(3) Крейсерский полет с малой скоростью. Кривая усилий на рычаге управления должна иметь наклон, соответствующий устойчивости при всех условиях, предусмотренных пунктом (b)(2) настоящего параграфа, за исключением того, что мощность или тяга должна быть такой, которая требуется для горизонтального полета на скорости средней между 1,3 VS1 и балансировочной скоростью, получаемой в крейсерском полете с большой скоростью в соответствии с пунктом (b)(2) настоящего параграфа.

(с) Шасси выпущено (самолеты с убирающимся шасси). Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующей устойчивости, на всех скоростях в пределах диапазона: от 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости ниже балансировочной скорости до балансировочной скорости (за исключением того, что диапазон скорости не должен включать скорости менее 1,4 VS1 и более VLE при (1) выпущенном шасси;

(2) убранных закрылках;

(3) 75% максимальной продолжительной мощности - для поршневых двигателей или для газотурбинных двигателей - максимальной крейсерской мощности или тяги, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения, за исключением того, что мощность или тяга не должна превышать потребную для горизонтального полета на скорости VLE ; и

(4) балансировке самолета для горизонтального полета.

(d) Заход на посадку и посадка. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости, на скоростях между 1,1 VS1 и 1,8 VS1 при

(1) закрылках в посадочном положении;

(2) выпущенном шасси;

(3) самолете, сбалансированном на скорости в соответствии с 23.161(с)(2),

(4) убранном газе, и при мощности, достаточной для выдерживания угла снижения 3°.

23.177.

Статическая путевая и поперечная устойчивость.

(a) Самолеты с тремя органами управления. К самолетам с тремя органами управления предъявляются следующие требования по устойчивости.

(1) Статическая путевая устойчивость, показываемая тенденцией к выходу из скольжения без крена при освобождении руля направления, должна иметь место при любом положении шасси и закрылков, соответствующих конфигурациям для взлета, набора высоты, крейсерского полета, захода на посадку и посадки. Она должна быть показана при мощности двигателя(ей) вплоть до режима максимальной продолжительной мощности и на скоростях от 1,2 VS1 вплоть до максималь- ной допустимой скорости для конфигураций самолета - взлетной, набора высоты, крейсерской и захода на посадку. Для посадочной конфигурации мощность двигателя(ей) должна соответствовать прямолинейному полету с углом снижения 3°. При этих испытаниях угол скольжения должен соответствовать типу самолета. На больших 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 1,2 VS1 до VA , не должно возникать обратных усилий на педалях руля направления.

(2) Статическая поперечная устойчивость, показываемая тенденцией поднять опущенное крыло при скольжении, должна иметь место при всех положениях шасси и закрылков. Она должна быть показана при мощности двигателя(ей) вплоть до режима 75% максимальной продолжительной мощности на скоростях от 1.2 VS1 для взлетной конфигурации и 1,3 VS1 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 три градуса. 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 . Не должно быть статической поперечной неустойчивости на скорости 1,2 VS1 .

(3) В прямолинейном полете с установившимся скольжением на скорости 1,2 VS1 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. 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 педалях. 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.

(b) Самолеты с двумя органами управления (или с упрощенным управлением). К самолетам с двумя органами управления предъявляются следующие требования к устойчивости.

(1) Путевая устойчивость самолета должна быть показана демонстрацией того, что в каждой конфигурации быстрый переход от крена 45° в одном направлении к крену 45° в противоположном направлении не вызывает опасных характеристик при изменении угла скольжения.

(2) Поперечная устойчивость самолета должна быть показана демонстрацией того, что при освобожденном на 2 мин управлении самолет не выходит на опасные угловые положения или скорости полета. Это должно выполняться в относительно спокойном воздухе и при условии, что самолет сбалансирован для прямолинейного горизонтального полета на меньшей из двух скоростей - 0,9 VH или VC при убранных закрылках и шасси и задней центровке.

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

23.181. Динамическая устойчивость.

(а) Любые короткопериодические колебания, за исключением связанных боковых колебаний, возникающие в диапазоне между скоростью сваливания и максимальной допустимой скоростью полета, соответствующих предусмотренной конфигурации самолета, должны интенсивно демпфиро- ваться 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, соответствующих предусмотренной конфигурации самолета, должны демпфироваться до 1/10 амплитуды за 7 колебаний при условии, что основны рычаги управления

(1) освобождены; и

(2) зафиксированы.

(с) 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 15%, реакция самолета при быстром освобождении руля высоты не должна приводить к опасным последствиям, а также к чрезмерной связи с величиной усилий управления. Любые длиннопери- одические 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.

(а) На самолете с независимыми органами поперечного и путевого управления должна быть обеспечена возможность управлять креном прямым действием поперечного управления и рысканьем прямым действием путевого управления вплоть до начала сваливания.

(b) На самолете с взаимосвязанными органами поперечного и путевого управления (два органа управления) и на самолете, имеющем лишь один из этих органов управления, должна быть обеспечена возможность управлять креном прямым действием поперечного управления, не создавая чрезмерного рысканья, вплоть до начала сваливания.

(с) Характеристики сваливания самолета в полете без крена должны быть продемонстрированы в испытаниях следующим образом. Режим должен начинаться со скорости, больше скорости предупреждения о сваливании. Отклоняя рычаг управления рулем высоты "на себя" так, чтобы интенсивность падения скорости не превышала 1,8 км/ч за секунду, уменьшить скорость самолета вплоть до сваливания, или до полного отклонения рычага управления рулем высоты до упора, или до срабатывания активного устройства искусственного предотвращения сваливания (например, отталкивание рычага управления рулем высоты "от себя"). После несомненного проявления неуправляемого движения самолета по тангажу допускается обычное действие рычагом управления рулем высоты для вывода из сваливания или, если рычаг управления рулем высоты достиг упора, выполнить полет в таком положении не менее 2 с.

(d) Для измерения потери высоты при сваливании должна использоваться следующая методика, кроме случаев, когда она оказывается неприменимой из-за особых свойств конкретного типа самолета.

(1) Потеря высоты при сваливании (с неубранным или с убранным газом) есть разность между высотой, на которой самолет начинает движение по тангажу, и высотой выхода в горизонтальный полет, наблюдаемой по высокоточному высотомеру испытательной аппаратуры.

(2) Если для вывода из сваливания требуется изменение режима работы двигателя(ей), то мощность или тяга должны быть такими, какие были бы использованы в нормальных эксплуатационных процедурах, выбранных Заявителем для этого маневра. Однако мощность или тяга, используемые для восстановления горизонтального полета, не должны увеличиваться до достижения скорости 1,2 VS1 .

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

(f) 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) Двигатель(и) - убранный газ и 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 1,4 VSO .

(5) Самолет сбалансирован на скорости, близкой к 1,5 VS1 .

(6) Винт: в положении, соответствующем максимальному числу оборотов 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.

(а) Создать и выдерживать координированный вираж с креном 30°. Снижать скорость равномерно, и постоянно уменьшать радиус виража при помощи управления рулем высоты вплоть до сваливания или до полного отклонения руля высоты до упора. Интенсивность падения скорости должна быть постоянной и

(1) при сваливании в криволинейном полете не должна превышать 1,8 км/ч за секунду; и

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

(b) Когда режим сваливания полностью разовьется или когда руль высоты отклонится до упора, 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, и превышения угла крена 90° в сторону, в которую происходит разворот, или 60° в противоположную развороту сторону - при динамическом сваливании;

(5) превышения максимальной допустимой скорости и максимальной допустимой перегрузки при динамическом сваливании.

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

(1) закрылки - убраны и полностью выпущены - для сваливания в криволинейном полете и для динамического сваливания, а также в промежуточных положениях, если таковые предусмотрены;

(2) шасси - убрано и выпущено;

(3) створки капота - в соответствии с конфигурацией;

(4) двигатель - убранный газ и 75% максимальной продолжительной мощности или тяги;

(5) самолет сбалансирован на скорости примерно 1,5 VS1 .

23.205. Сваливание при неработающем критическом двигателе.

(а) Многодвигательный самолет не должен проявлять какой-либо чрезмерной тенденции к входу в штопор и должен без включения неработающего двигателя безопасно выводиться из сваливания. Во время вывода из сваливания работающие двигатели могут быть задросселированы.

(b) Соответствие требованиям пункта (а) настоящего параграфа должно быть показано при следующих условиях:

(1) закрылки - убраны и в положении для показа соответствия требованиям параграфа 23.67;

(2) шасси - убрано;

(3) створки капота - установлены для горизонтального полета с неработающим критическим двигателем;

(4) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на меньшем из двух режимов: на 75% максимальной продолжительной мощности (тяги) или на режиме мощности (тяги), при котором максимальное отклонение управления позволяет сохранять полет без крена при приближении к сваливанию;

(5) винт - положение лопастей винта при неработающем двигателе;

(6) самолет в горизонтальном полете на скорости, близкой к скорости 1,5 VS1 , с неработающим критическим двигателем должен быть сбалансирован для выполнения прямолинейного полета, за исключением самолета с максимальным весом не больше 2720 кгс, который имеет скорость сваливания не больше 113 км/ч и не может сохранять горизонтальный полет с неработающим критическим двигателем.

23.207. Предупреждение о приближении сваливания.

(а) 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 только одно лишь визуальное устройство в кабине, требующее внимания членов экипажа, неприемлемо.

(с) Предупреждение о приближении сваливания должно начинаться на скорости, превышающей скорость сваливания не менее, чем на 9 км/ч , и не выше большей из следующих двух величин - 18,5 км/ч или 15% скорости сваливания. Предупреждение 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.

РЕЖИМЫ ШТОПОРА 23.221.

Режим штопора. (а) Нормальная категория. За исключением указанного в пункте (d) настоящего параграфа, на однодвигательных самолетах нормальной категории должно быть продемонстрировано соответствие требованиям данного параграфа либо по выходу из штопора в один виток, либо "противодействие" входу в штопор.

(1) Один виток штопора. Самолет должен 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. Кроме того,

(i) как при убранных, так и при выпущенных закрылках, не должны превышаться соответствующие предельная воздушная скорость и максимальная положительная маневренная перегрузка;

(ii) в процессе выполнения штопора или вывода из него не должно быть чрезмерных усилий, стремящихся отклонить рычаг управления тангажом на пилота;

(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, 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 выдерживать установившийся полет с креном в пределах 15° и перекладывать самолет 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 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 23.201(f) 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 координированно- го полета без изменения привычных для пилота действий по управлению самолетом и без превыше- ния кратковременных усилий на органах управления, указанных в 23.143(c).

(iii) Согласно требованиям параграфов 23.201 и 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) Многоцелевая категория. Самолет многоцелевой категории должен удовлетворять требованиям пункта (а) настоящего параграфа или требованиям пункта (с) настоящего параграфа, если требуется одобрение режима штопора.

(с) Акробатическая категория. Самолеты акробатической категории должны удовлетворять следующим требованиям.

(1) Самолеты должны выходить из штопора в любой его точке не более, чем за 1,5 витка после обычных действий рычагами управления на вывод. До применения обычных действий рычагами управления для вывода из штопора штопор должен продолжаться 6 витков или 3 с (в зависимости от того, что дольше) с убранными закрылками, и 1 виток или 3 с (в зависимости от того, что дольше) с выпущенными закрылками. Однако при убранных закрылках штопор может быть прерван через 3 с, если появляется спиральное движение.

(2) Как при убранных, так и при выпущенных закрылках не должна превышаться соответствующая предельная воздушная скорость и предельная маневренная перегрузка. В конфигурации с выпущенными закрылками закрылки можно убирать во время вывода из штопора, если установлен трафарет с запрещением преднамеренного штопора при выпущенных закрылках.

(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.

(d) Самолеты, "не входящие в штопор". Если желательно характеризовать самолет как "не входящий в штопор", то эта особенность должна быть показана при следующих условиях:

(1) вес на 5% выше наибольшего заявленного веса;

(2) центровка не менее, чем на 3% больше от заявленной предельно задней центровки;

(3) располагаемое отклонение руля высоты вверх на 4° больше предельного заявленного отклонения руля высоты; и

(4) располагаемое отклонение руля направления в обе стороны на 7° больше предельного заявленного отклонения руля направления.

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.

(а) Должна быть установлена и продемонстрирована безопасность при рулении, взлете и посадке на сухой поверхности аэродрома с боковым ветром не менее 0,2 VSO 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% 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.

(с) Самолет должен иметь достаточную путевую управляемость при рулении.

(A) 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.

(а) Должны быть продемонстрированы удовлетворительные характеристики управления, а амортизирующий механизм не должен повреждать конструкцию самолета, при рулении, взлете и посадке по самой неровной поверхности, которая может встретиться в условиях нормальной эксплуатации.

(b) 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 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 VD /MD , 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(с) установлена максимальная эксплуатаци-онная скорость VMOMO, то должны соблюдаться следующие характеристики увеличения скорости и вывода из завалов.

(а) 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 VMOMO. 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 M, до высоты с ограничением по воздушной 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 VMOMO без

(1) чрезмерных усилий или исключительного мастерства пилота;

(2) превышения VD /MD , максимальной скорости в соответствии с 23.251 или ограничений по прочности конструкции; или

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

(с) При всех скоростях 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 допускается на скоростях более VFC /MFC . Они не должны быть резкими и должны легко парироваться обычными приемами пилотирования.

<-- Предыдущая глава Следующая глава --> Вернуться к оглавлению