РАЗДЕЛ C - ПРОЧНОСТЬ

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

23.301. Нагрузки.

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

(b) Если нет специальных оговорок, то нагрузки, возникающие в воздухе, на земле или на воде, должны быть уравновешены инерционными силами всех частей самолета. Распределение этих нагрузок может быть приближенным, взятым с запасом, или должно точно отражать фактические условия. Методы, применяемые для определения величины и распределения нагрузок __ , должны подтверждаться измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяе- мые методы определения этих условий нагружения надежны __ .

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

(d) __ .

23.302. Нетрадиционные схемы самолета: с тандемным расположением крыльев или типа << утка >>.

Передние поверхности для самолетов с тандемным расположением крыльев или типа << утка >>должны удовлетворять:

(a) Всем требованиям разделов C и D, относящимся к крылу, и

(b) Всем требованиям, относящимся к выполняемым функциям данной поверхности.

23.303. Koэффициент безопасности. За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопас- ности принимается равным 1,5.

23.305. Прочность и деформация

(а) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без появления опасных остаточных деформаций. При всех нагрузках, вплоть до эксплуатационных, деформации конструкции не должны влиять на безопасность эксплуатации.

(b) Конструкция должна выдерживать расчетные нагрузки в течение не менее трех секунд. Допустимы локальные повреждения или местные потери устойчивости конструкции, возникающие при нагрузках в диапазоне от эксплуатационной до расчетной, если конструкция выдерживает расчетную нагрузку в течении не менее трех секунд. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.

(A) В требованиях раздела С нагрузки заданы без учета инерционных сил, возникающих при упругих колебаниях конструкции самолета. Если собственные частоты этих колебаний и время действия внешнего возмущающего фактора таковы, что влияние указанных инерционных сил может быть существенным, необходимо определить нагрузки с учетом этого влияния, а также в случае необходимости провести лабораторные и соответствующие летные исследования. При этом расчетные условия прочности, определяющие динамическое нагружение самолета, должны быть согласованы с Компетентным органом.

23.307. Доказательства прочности.

(а) Соответствие требованиям прочности и деформации, указанным в 23.305, должно быть показано для каждого расчетного случая нагружения. Подтверждение прочности конструкции одними расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт, примененный метод расчета является надежным. В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Динамические испытания, в том числе летные испытания конструкции, считаются приемлемыми, если проводилась имитация расчетных условий нагружения.

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

(A) Должно быть показано соответствие требованиям к выносливости конструкции, изложенным в параграфах 23.571 - 23.574.

ПОЛЕТНЫЕ НАГРУЗКИ

23.321. Общие положения.

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

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

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

(2) При всех значениях весов, от расчетного минимального веса до расчетного максимального веса, и

(3) При всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом практичес- ки возможном распределении нагрузки в пределах эксплуатационных ограниче- ний, предписанных в параграфах 23.1583 - 23.1589.

(с) При определении величины и распределения аэродинамических нагрузок необходимо учитывать влияние сжимаемости воздуха, если оно значимо.

23.331. Условия симметричного полета (а) При определении нагрузок на крыло и поступательных инерционных нагрузок, соответствующих всем условиям симметричного полета, которые указаны в параграфах 23.333 - 23.341, следует учитывать соответствующие балансировочные нагрузки на горизонтальные поверхности точным расчетом или расчетом в запас.

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

(с) При определении полетных нагрузок должно быть учтено взаимное влияние аэродинамических поверхностей.

(A) Должны быть рассмотрены критические величины тяги в диапазоне от нуля до максимальной продолжительной тяги.

23.333. Границы допустимых скоростей и перегрузок.

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

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

(1) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в 23.337 при скоростях вплоть до VD;

(2) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в 23.337 при скоростях вплоть до VD;

(3) __ .

(с) Ограничения для случая полета в неспокойном воздухе.

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

(i) При скорости полета VC на высотах от уровня моря до 6100 м индикаторная скорость положительных (восходящих) и отрицательных (нисходящих) порывов принимается равной 15,2 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 15,2 м/с на высоте 6100 м до 7,6 м/с на высоте 15250 м;

(ii) При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6100 м индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,6 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 7,6 м/с на высоте 6100 м до 3,8 м/с на высоте 15250 м;

(iii) В дополнение к этому для самолетов переходной категории следует учитывать восходящие и нисходящие порывы с индикаторной скоростью 20,1 м/с в турбулентной атмосфере при скорости VB на высотах от уровня моря до 6100 м. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 20,1 м/с на высоте 6100 м до 11,6 м/с на высоте 15250 м.

(2) Предполагается, что:

(i) Профиль порыва определяется по формуле: U= Ude/2 [ 1 - cos ( 2 pi s/ 25 b ) ]

где

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с пунктом (c)(1) настоящего параграфа;

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;

b - средняя геометрическая хорда крыла, м;

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

(d) Допустимая область полета. Огибающая перегрузок при маневре Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе

23.335. Расчетные воздушные скорости.

Кроме случаев, указанных в пункте (а)(4) настоящего параграфа, выбранные расчетные воздушные скорости являются индикаторными скоростями (EAS).

(a) Расчетная крейсерская скорость VC .

Для скорости VC принимаются следующие условия:

(1) VC в км/ч не должна быть меньше, чем:

(i) (для самолетов нормальной и многоцелевой категорий и самолетов переходной категории);

(ii) (для самолетов акробатической категории), G/S - удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 ;

(2) При значениях G/S больше 98 числовые множители могут уменьшать- ся линейно по G/S до величины 24 при G/S = 490;

(3) Не требуется, чтобы скорость VC была больше 0,9 VH на уровне моря;

(4) На высотах, для которых установлено MD , выбирается крейсерская скорость, соответствующая MC ,ограниченная сжимаемостью.

(b) Расчетная скорость пикирования VD . Для скорости VD принимаются следующие условия:

(1) VD /MD не должно быть меньше 1,25 VC /MC ; и

(2) При скорости VCmin (требуемая минимальная расчетная крейсерская скорость) VD не должна быть меньше, чем:

(i) 1,4 VCmin (для самолетов нормальной и переходной категории);

(ii) 1,5 VCmin (для самолетов многоцелевой категории) ;

(iii) 1,55 VCmin (для самолетов акробатической категории);

(3) При значениях G/S больше 98 числовые множители в пункте (b)(2) настоящего параграфа могут уменьшаться линейно по G/S до величины 1,35 при G/S = 490;

(4) Соответствие пунктам (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа не требуется доказывать, если VD /MD выбрано так, что минимальный запас скорости между VC /MC и VD /MD равен большей из следующих величин:

(i) Приращению скорости после ввода самолета в пикирование из установившегося полета при VC /MC и полета его в течение 20 секунд по траектории на 7,5° ниже первоначальной, а затем перевода на кабрирование с перегрузкой 1,5 (с приращением по 0,5). Предполагается, что до начала кабрирования поршневые двигатели работают на режиме не менее 75% макси- мальной продолжительной мощности, а газотурбинные - на максимальной крейсерской мощности или, если это меньше, оба типа двигателей - на режиме, потребном для достижения VC /MC . В момент кабрирования можно допустить уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом;

(ii) 0,05 числа М (на высотах, для которых установлено MD ).

(c) Расчетная маневренная скорость VA . Для скорости VA принимаются следующие условия:

(1) VA не должна быть меньше, чем ,

где

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

max(a) - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка;

(2) Значение VA не должно быть больше значения VC , использованного при расчете.

(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва VB . Для определения скорости VB принимаются следующие условия:

(1) VB не должна быть меньше, чем скорость, определяемая точкой пересечения линии, представляющей максимальный коэффициент аэродинами- ческой силы CNmax , с линией скорости порыва в турбулентной атмосфере на диаграмме V-n или по формуле

в зависимости от того, какая величина меньше, где

ng - положительная перегрузка самолета от порыва при скорости VC в соответствии с 23.341 и при рассматриваемом весе; и

VS1 - скорость срыва при убранных закрылках при рассматри- ваемом весе;

(2) Не требуется, чтобы скорость VB была больше скорости VC . 23.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки.

(а) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка nэmax(a) не должна быть меньше, чем:

(1)

для самолетов нормальной и переходной категорий, но нет нужды устанавливать ее больше 3,8. Здесь G - максимальный расчетный вес самолета, кгс.

(2) 4,4 - для самолетов многоцелевой категории;

(3) 8,0 - для самолетов акробатической категории.

(b) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка nэmin(a) не должна быть меньше (по абсолютной величине), чем:

(1) 0,4 от величины максимальной эксплуатационной маневренной пере- грузки для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий;

(2) 6,0 для самолетов акробатической категории.

(с) Значения маневренных перегрузок меньшие, чем указано в настоящем параграфе, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.

23.341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

(а) Нагрузки от порывов на каждую несущую поверхность для самолетов с тандемным расположением крыльев или типа "утка" должны быть определены точным расчетом с использованием условий 23.333(с) или могут быть рассчитаны в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа при условии, если будет показано, что эти нагрузки определены в запас по сравнению с критериями 23.333(с).

(b) Для самолетов традиционных схем, в случае отсутствия более точного метода расчета, перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны опреде- ляться по следующей формуле:

где
- коэффициент ослабления порыва;

- коэффициент масс самолета;
Ude - эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с 23.333 (с), м/с ;
- плотность воздуха, кгс с2/м4;

G/S - удельная нагрузка на крыло, кгс/м2;

b - средняя геометрическая хорда, м;

g - ускорение свободного падения, м/с2;

V - индикаторная скорость самолета, м/с;

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

 

23.345. Устройства для увеличения подъемной силы

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

(1) Маневренные - до эксплуатационной перегрузки 2,0 и перегрузки 0;

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

(b) Предполагается, что VF не должна быть меньше, чем большая из двух скоростей: 1,4 VS или 1,8 VSF , где VS - вычисленная скорость срыва с убранными закрылками при расчетном весе, а VSF - вычисленная скорость срыва с полностью выпущенными закрылками при расчетном весе. Однако, если применяется автоматическое устройство для ограничения нагрузок на закрылки, самолет может быть рассчитан на критические сочетания воздушной скорости и положения закрылков, обеспечиваемые этим устройством.

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

(1) влияние встречного порыва, с индикаторной скоростью 7,6 м/с;

(2) влияние спутной струи в соответствии с 23.457(b).

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

(е) Требование 23.457 и настоящего параграфа могут выполняться по отдельности или вместе.

23.347. Условия несимметричного полета.

Рассматривается нагружение самолета при несимметричном полете, при условиях указанных в 23.349 и 23.351. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести самолета должны быть уравновешены на основании точного расчета или расчета в запас с учетом основных масс, создающих противодействующие инерционные силы.

23.349. Случай крена. Крыло и расчалки крыла должны быть рассчитаны на следующие условия нагружения:

(а) На несимметричные нагрузки на крыло, которые зависят от категории самолета. Если нижеследующие значения не приводят к нереальным нагрузкам, то угловые ускорения крена могут быть получены путем изменения условий симметричного полета, указанных в 23.333(d), следующим образом:

(1) для самолетов акробатической категории в позициях 1 и 15 предпо-лагается, что 100% аэродинамической нагрузки на полуразмах крыла действуют с одной стороны плоскости симметрии и 60% этой нагрузки действуют с другой стороны;

(2) для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий в позиции 1 предполагается, что 100% аэродинамической нагрузки на полуразмах крыла действуют с одной стороны плоскости симметрии и 70% этой нагрузки действуют с другой стороны. Для самолетов с расчетным весом более 454 кгс это последнее процентное отношение можно увеличивать линейно по мере увеличе- ния веса, принимая 75% при весе 5700 кгс, вплоть до максимального взлетного веса самолета.

(b) На нагрузки от отклонения элеронов при скоростях, указанных в 23.455, в сочетании с нулевой перегрузкой самолета и перегрузкой, равной 2/3 максимальной эксплуатационной маневренной перегрузки, а для самолетов акробатической категории дополнительно на скорости VC в сочетании с максимальной и минимальной эксплуатационной перегрузкой при маневре. Если нижеследующие значения не приводят к нереальным нагрузкам, то влияние перемещения элеронов на крутящий момент крыла можно учесть, добавляя к коэффициенту момента профиля основной части крыла следующее приращение на участке крыла, занятом по размаху элероном, в критических условиях, определенных в 23.333(d):

где

- приращение коэффициента момента;

- отклонение элерона вниз в критических условиях, град.

23.351. Случай скольжения.

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки от скольжения, действующие на вертикальные поверхности в случаях, указанных в параграфах 23.441 - 23.445.

23.361. Крутящий момент двигателя.

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

(1) эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% эксплуатационной нагрузки в позиции 1, указанной в 23.333(d);

(2) эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с эксплуатационной нагрузкой в позиции 1, указанной в 23.333(d); и

(3) для турбовинтовых двигателей, в дополнение к условиям пунктов (a)(1) и (a)(2) настоящего параграфа, эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, умноженный на коэффициент, учитывающий отказ системы управления воздушным винтом, включая быстрое флюгирование винта, действующий одновременно с перегрузкой 1 в горизонтальном полете. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6.

(b) Для турбинных двигателей подмоторные рамы и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(1) нагрузку от эксплуатационного крутящего момента двигателя, возникающую в результате резкой остановки двигателя из-за его неисправности или конструктивного отказа (например, из-за заклинивания компрессора);

(2) нагрузку от эксплуатационного крутящего момента двигателя, возникающую за счет максимального ускорения работы двигателя.

(с) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте

(а) настоящего параграфа, должен быть получен умножением среднего крутящего момента при заданной мощности и скорости воздушного винта на коэффициент:

(1) 1,25 - для турбовинтовых двигателей;

(2) 1,33 - для поршневых двигателей с пятью и более цилиндрами; и

(3) 2, 3 и 4 соответственно для поршневых двигателей с четырьмя, тремя и двумя цилиндрами.

23.363. Боковая нагрузка на установку двигателя.

(а) Подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении (боковую нагрузку на установку) и равную не менее чем:

(1) 1,33; или

(2) одной трети эксплуатационной перегрузки для позиции 1, указанной в 23.333(d).

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

(A) Следует также рассмотреть совместное действие указанной выше боковой нагрузки и нагрузки от веса двигателя.

23.365. Нагружение герметических кабин.

Ко всем герметическим отсекам относится следующее:

(а) конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой регулирующего клапана;

(b) следует учитывать распределение наружного давления в полете и любые концентрации напряжений;

(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 давлений, допускаемого установкой регулирующего клапана и умноженного на коэффициент 1,33; при этом остальные нагрузки не учитываются;

(e) если герметическая кабина разделена перегородками или полом на два или большее число отсеков, ее основная конструкция должна быть рассчитана на нагрузки от внезапной разгерметизации в любом отсеке, имеющем наружные двери или окна. Это условие должно быть рассмотрено для нагрузок от разруше- ния самого большого отверстия в отсеке. Разрешается учитывать влияние утечки воздуха из соседних отсеков кабины.

23.367. Несимметричные нагрузки при отказе двигателя.

(а) Самолет должен быть рассчитан на несимметричные нагрузки, возникающие при отказе критического двигателя, включая нижеследующие условия в сочетании для турбовинтового двигателя с однократным отказом системы ограничения сопротивления воздушного винта (флюгирования), причем следует учитывать вероятное корректирующее воздействие пилота на органы управления полетом:

(1) в диапазоне скоростей от VMC до VD нагрузки, вызванные отказом двигателя из-за прекращения подачи топлива, следует рассматривать как эксплуатационные нагрузки;

(2) в диапазоне скоростей от VMC до VC нагрузки, вызванные отсоеди- нением компрессора двигателя от турбины или потерей турбинных лопаток, следует рассматривать как эксплуатационные нагрузки, однако указанный в 23.303 коэффициент безопасности может быть уменьшен до 1,2;

(3) характер уменьшения тяги и увеличения сопротивления по времени в результате указанных случаев отказа двигателя следует подтвердить испытания- ми или другими данными, применимыми к рассматриваемой комбинации двига- тель - воздушный винт;

(4) характер изменения по времени и величину вероятного корректирую- щего действия пилота следует определять в запас, учитывая характеристики рассматриваемой комбинации двигатель - воздушный винт - самолет.

(b) Можно считать, что корректирующее действие пилота прикладывается в момент достижения максимального угла рысканья __ . Величину корректи- рующего действия можно определять в соответствии с эксплуатационными усилиями пилота, которые приведены в 23.397, за исключением того, что можно брать меньшие усилия, если расчетом или испытаниями доказана достаточность этих усилий для выправления рысканья и крена, возникающих в указанных условиях отказа двигателя.

23.369. [Зарезервирован] __ .

23.371. Гироскопические и аэродинамические нагрузки.

На самолетах с газотурбинными двигателями подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на совместное действие аэродинамических и гироскопических нагрузок, возникающих на режиме максимальной продолжительной мощности при одном из следующих условий:

(а) условия, указанные в 23.351 и 23.423.

(b) все возможные сочетания следующих условий:

(1) скорость рысканья 2,5 рад/с;

(2) скорость тангажа 1 рад/с;

(3) нормальная перегрузка 2,5;

(4) максимальная продолжительная мощность.

(A) Для самолетов, которым разрешен штопор, как фигура высшего пилотажа, подмоторная рама двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на нагрузки, возникающие как при прямом, так и при обратном штопоре. Величины угловых скоростей Ёy при штопоре или маневре принимаются не менее приведенных ниже. Для прямого штопора берутся величина нормальной перегрузки ny = 3,5 и четыре варианта сочетания угловых скоростей:

Для обратного штопора берутся ny = -1,0 и те же сочетания угловых скоростей. Учитывается действие на двигатель инерционных, аэродинамических сил и гироскопических моментов. Из возможных в режиме штопора значений тяги выбираются те, которые создают наиболее тяжелые условия нагружения того или иного элемента установки двигателя. Значения заданных выше перегрузок и угловых скоростей могут быть уточнены на основе материалов исследований в аэродинамических трубах и летных исследований.

23.373. Устройства для управления скоростью полета.

Если устройства для управления скоростью полета (такие, как интерцепторы и тормозные щитки) применяются в крейсерском полете, то:

(а) самолет должен быть рассчитан на нагрузки от симметричных маневров и порывов, которые приведены в 23.333, 23.337 и 23.341, и на нагрузки от маневров со скольжением и от боковых порывов, которые приведены в 23.441 и 23.443, причем указанные выше устройства находятся в выпущенном положении на всех скоростях вплоть до указанной на трафарете максимальной скорости полета с выпущенными устройствами; и

(b) если в этих устройствах предусматривается автоматическое управление или ограничение нагрузки, то самолет должен быть рассчитан на нагрузки от маневров и порывов, которые указаны в пункте

(а) настоящего параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допускаются их механизмом.

НАГРУЗКИ НА ПОВЕРХНОСТИ И СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ

23.391. Нагрузки на поверхности управления.

(а) Считается, что нагрузки на поверхности управления указанные в параграфах 23.397 - 23.459, имеют место в случаях, которые приведены в параграфах 23.331 - 23.351.

(b) __ . 23.395.

Нагрузки на систему управления.

(а) Все системы управления полетом и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие не менее чем 125% вычисленных шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления в случаях, которые указаны в параграфах 23.391 - 23.459. Кроме того требуется следующее:

(1) эксплуатационные нагрузки на систему управления не должны превышать нагрузки, которые могут быть созданы пилотом и автоматическими устройствами, действующими на органы управления. Однако усилия от автопилота не должны складываться с усилиями пилота. Система должна быть рассчитана на максимальные усилия пилота или автопилота, в зависимости от того, что больше. Кроме того, если пилот и автопилот действуют в противо- положных направлениях, часть системы, расположенная между ними, должна быть рассчитана на то максимальное усилие, которое создает меньшую нагрузку. Усилия пилота, используемые в расчете, не должны превышать максимальных усилий, которые указаны в 23.397(b);

(2) в любом случае расчет должен обеспечивать жесткость системы в эксплуатации с учетом заклинивания, порывов ветра на земле, руления с попутным ветром, инерционных сил системы управления и сил трения. Соответствие этому подпункту может быть показано расчетом нагрузок, возникающих от приложения __ усилий, которые указаны в 23.397(b).

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

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

23.397. Эксплуатационные усилия и моменты управления.

(а) В условиях полета воздушные нагрузки на отклоняющиеся поверхности и соответствующие углы отклонения не должны превышать те, что возникают в полете в результате приложения пилотом усилий __ , указанных в пункте

(b) настоящего параграфа. Применяя этот критерий, следует учитывать влияние сервомеханизмов и гидроусилителей системы управления, а также влияние триммеров. Усилие автопилота следует включать в расчет в том случае, если один автопилот может создать более высокие нагрузки на поверхности управления, чем пилот.

(b) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом __ :

Орган управления
Максимальные усилия или моменты для расчетного веса, равного или меньшего 2270 кгс(1)
Элерон:
Ручка управления
30,4 кгс
Штурвал(3)
22,7 D кгсм(4)
Руль высоты:
Ручка управления
75,8 кгс
Штурвал (симметр.)
90,8 кгс
Штурвал (несимм.)(5)
90,8 кгс
Руль направления
90,8 кгс

1) Для расчетного веса G, большего 2270 кгс, указанные максимальные значения могут быть увеличены линейно по весу до 1,18 от указан- ных значений при расчетном весе 5700 кгс, а для самолетов переход- ной категории - до 1,35 от указанных значений при расчетном весе 8600 кгс;

2) __ ;

3) Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является расчетным, должна быть также рассчитана на действие одной тангенциальной силы, эксплуатационное значение момента от которой в 1,25 раза больше момента пары сил, определенного по этой таблице; 4) D - диаметр штурвала, м;

5) Несимметричное усилие должно быть приложено к одному из обычных мест захвата на периметре штурвала управления.

(A) Детали управления рулем направления должны быть дополнительно рассчитаны на нагрузки, равные 100 кгс и действующие одновременно на каждую педаль.

23.399. Двойное управление.

Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующих как в одном, так и в противоположном направлениях. Усилие каждого пилота должно быть не менее: (a) 75% усилий, достигаемых в 23.397(b);

(b) __ . 23.401. Одновременное действие элеронами и рулями (стабилизатором).

(a) Детали управления должны быть проверены на одновременное действие нагрузок при управлении:

(1) рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления;

(2) рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами;

(3) рулем направления и элеронами.

(b) Величину этих нагрузок следует принять равной 75% эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения (23.397(b)).

23.405. Вспомогательная система управления. Вспомогательные органы управления, такие как тормоза колес, интерцепто- ры и органы управления триммерами, должны быть рассчитаны на вероятные максимальные усилия, которые пилот может приложить к этим органам управления.

23.407. Влияние нагрузки от триммеров.

Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует учитывать только в том случае, когда нагрузки на поверхности ограничены максимальным усилием пилота. В этих случаях считается, что триммеры отклонены в направлении, помогающем пилоту. Эти отклонения должны соответствовать максимальной степени разбалансировки, ожидаемой при скорости, которая соответствует рассматриваемому случаю.

23.409. Триммеры.

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

23.415. Случаи порыва ветра на земле.

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

(1).Нагрузки должны передаваться только от кабанчиков поверхнос тей управления на ближайшие упоры и поддерживающие их конструкции.

(2). Нагрузки определяются по следующей формуле:

где - эксплуатационный шарнирный момент, кгсм;

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

S - площадь поверхности управления за осью вращения, м2;

q - скоростной напор (кгс/м2) при расчетной скорости не ниже 2(м/с), но при условии, что расчетная скорость не должна превышать 26,8 м/с;

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

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

Поверхность k Положение органов управления
(a)элерон 0,75 (a) Колонка управления зафиксирована в среднем положении.
(b) элерон +/-0,50 (b) Элероны отклонены на максимальный угол; на одном элероне момент "+", на другом "-".
(c) руль высоты -0,75 (c) Руль высоты отклонен вверх на максимальный угол ("-").
(d) +0,75 (d) Руль высоты отклонен вниз на максимальный угол ("+").
(e) руль направления +/-0,75 (e) Руль направления в нейтральном положении.
(f) +/-0,75 (f) Руль направления отклонен на максимальный угол.

(с) Швартовочные узлы и конструкция их крепления должны быть рассчитаны на эксплуатационную нагрузку, которая соответствует обдуву самолета в горизонтальной плоскости с любой стороны со скоростью ветра вплоть до 40 м/с при весе самолета, который является критическим для рассматриваемого узла.

(A) Дополнительно должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра, когда орган управления движется от нейтрального положения и ударяется об ограничитель крайнего положения. Разрешается учитывать противодей- ствующее усилие пилота, если в РЛЭ есть указание о необходимости такого действия. Кроме того, следует рассмотреть нагружение органов управления, устройств стопорения рулей (элеронов) и соответствующих участков систем управления при действии ветра на стоянке.

ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ СТАБИЛИЗИРУЮЩИЕ И БАЛАНСИРОВОЧНЫЕ ПОВЕРХНОСТИ

23.421. Балансировочные нагрузки.

(а) Балансировочная нагрузка на горизонтальные поверхности - это нагрузка, необходимая для сохранения равновесия в любых заданных условиях полета при нулевом ускорении тангажа.

(b) Горизонтальные балансировочные поверхности должны быть рассчитаны на балансировочные нагрузки, имеющие место в любой точке на огибающей эксплуатационных маневров и при условиях для закрылков, указанных в 23.345.

23.423. Маневренные нагрузки.

Каждая горизонтальная поверхность и поддерживающая ее конструкция, а также основное крыло при схеме самолета с тандемным расположением крыльев или типа "утка", если поверхность имеет управление по тангажу, должны быть рассчитаны на маневренные нагрузки, возникающие при следующих условиях:

(а) резкое отклонение рычага управления по тангажу на скорости VA :

(1) максимальное отклонение назад; и

(2) максимальное отклонение вперед. Эти отклонения ограничиваются упорами управления или усилиями пилота в зависимости от того, что является расчетным.

(b) __ .

(A) Случаи, указанные в настоящем пункте, включают в себя нагрузки, соответствующие тем, которые, могут иметь место при "контролируемом маневре" (маневре, при котором рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, а затем резко - в противоположном). Величина и время отклонения рычага управления по тангажу выбираются таким образом, чтобы не превышалась максимальная (минимальная) эксплуатационная маневренная перегрузка.

(1) Контролируемый маневр для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий. Самолет первоначально находится в полете в уравновешен- ном состоянии с перегрузкой nI = 1 при любой скорости в диапазоне от VA до VD . Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки nII и nIII .Значения этих перегрузок достигают максимальной величины в переходном режиме.

Принимается, что маневры выполняются следующим образом: рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, значительно удаленного от исходного положения, затем возвращается в исходное положение. Для приближенной оценки фактических перемещений рычага управления может быть принята следующая формула:
где - величина перемещения рычага управления по тангажу;

- круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее, чем ,

где ;

VA - расчетная маневренная скорость; и

V - рассматриваемая скорость.

При этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах. Как правило, достаточно проанализировать три четверти периода отклонения, если принять, что возвращение рычага управления производится более плавно. Скорость отклонения рычага управления при сохранении максимального нормального ускорения, достигаемого при маневре, может регулироваться с учетом ограничений, которые могут накладываться величиной прилагаемых пилотом максимальных усилий, указанных в 23.397(b), крайними положениями системы управления и любым другим косвенным путем, определяемым ограничения- ми в выходных характеристиках системы управления, как, например, моментом сваливания или максимальной скоростью, задаваемой для бустерной системы управления. При малых усилиях на органы управления (малых усилиях на рычаге управления на единицу перегрузки), а также, когда эти усилия не изменяются как обычно со скоростью полета, следует принимать особые меры предосторожности, чтобы быть уверенным, что опасность разрушения конструкции самолета из-за этого не увеличится.

(2) Контролируемый маневр для самолетов акробатической категории. Исходным режимом является установившийся режим полета с любой скоростью в диапазоне от VA до VD и с перегрузкой nисх . Принимается, что маневр выполняет- ся следующим образом: рычаг управления отклоняется на величину, необходимую для достижения в переходном процессе перегрузки "n", а затем в момент достижения перегрузки "n" рычаг управления возвращается в исходное положение. Отклонение рычага управления при безбустерном управлении принимается мгновенным, а при бустерном управлении - с максимальной скоростью, допускае- мой характеристиками бустера. На каждой скорости полета должны рассмат- риваться следующие сочетания перегрузок и n:

n исх
1
1
nэmin(a)
nэmax(a)
n
nэmax(a)
nэmin(a)
nэmax(a)
nэmin(a)

Величина отклонения рычага управления по тангажу ограничивается (помимо конструктивного ограничения или ограничения по мощности бустера) максималь- ным усилием пилота, задаваемым в 23.397(b).

23.425. Нагрузки от порывов.

(а) Каждая горизонтальная поверхность, кроме основного крыла должна быть рассчитана на нагрузки, возникающие:

(1) от порывов со скоростями, указанными в 23.333(с) и действующими при убранных закрылках;

(2) от восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с при скорости VF в соответствии с условиями, которые указаны в 23.345(а)(2).

(b) [Зарезервирован].

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

(d) В случае отсутствия более точного расчета, дополнительную нагрузку от порыва на горизонтальные поверхности для самолетов с хвостовым горизонталь- ным оперением (при условии, что будет показано, что эти нагрузки определены с запасом) следует считать по формуле -

где

Рго-дополнительная нагрузка на горизонтальное оперение, кгс;

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва, м/с ;

V - индикаторная скорость самолета, м/с;

- наклон кривой коэффициента подьемной силы горизонтального оперения, 1/рад

Sго- площадь горизонтального оперения, м2;

- коэффициент скоса потока.

 

23.427. Несимметричные нагрузки.

(а) Горизонтальные поверхности, исключая основное крыло, элементы конструкции, к которым они крепятся, и хвостовая часть фюзеляжа должны быть рассчитаны на несимметричные нагрузки, возникающие при скольжении и от воздействия спутной струи от винтов, в сочетании с нагрузками, предписанными для условий полета, рассмотренных в параграфах 23.421 - 23.425.

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

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

(2) по другую сторону должны прикладываться [100 - 10 (nэmax(a) - 1)] процентов нагрузки, но эта величина не должна быть больше 80 и менее 50%. Здесь nэmax(a) - заданная максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка.

(с) __ .

(A) Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и однокилевого вертикального оперений во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения в 23.421, 23.423 (A), 23.425 и для изолированного нагружения вертикального оперения в 23.441 и 23.443.

(1) Нагружение горизонтального оперения. Нагрузку на горизонтальное оперение необходимо определять следующим образом. Балансировочные нагрузки должны определяться при перегрузке

n совм = 1 + 0,75 (n - 1)

,где

n -перегрузка рассматриваемого случая при изолированном нагружении;

nсовм - перегрузка при совместном нагружении.

(i)Для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения [23.423 (A)(1)], но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок nI , nII и nIII:

Здесь-

(ii) Для самолетов акробатической категории маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения [23.423(А)(2)], но при этом должны быть приняты следующие сочетания перегрузок nисх и n

nисх
n

(iii) Маневр на скорости VA (23.423(a)) совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается. (iv)Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений Ude , равных 75% их значений при изолированном нагружении (23.425).

(2) Нагружение вертикального оперения. Нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения следует принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении (см. 23.441 и 23.443), а углы скольжения самолета и отклонения руля направления - равными 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.

(3) Совместное нагружение. При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует считать действующей несимметрич- но в соответствии с углом скольжения, определенным в рассматриваемом случае совместного нагружения. Несимметрию в распределении нагрузки между двумя половинами горизон- тального оперения следует определять на основе эксперимента в аэродинамических трубах при указанном угле скольжения (75% угла скольжения соответствующего изолированного случая нагружения вертикального оперения).

(B) При расположении горизонтального оперения на вертикальном следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях нагружения (23.441 и 23.443), и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна балансировочной нагрузке горизон- тального полета. Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.

ВЕРТИКАЛЬНЫЕ ПОВЕРХНОСТИ

23.441. Маневренные нагрузки.

(а) Расчет вертикальных поверхностей проводится при перечисленных ниже расчетных условиях. При расчете нагрузок на эти поверхности угловую скорость рысканья можно принять равной нулю.

(1) При полете самолета без ускорений и рысканья принимают, что педаль может резко переместиться на величину, равную: - при скоростях до VA для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий и при скоростях до VC для самолетов акробатической категории; - при скорости VD , но не более, чем на перемещение, допускаемое физической силой пилота. Здесь - величина перемещения педали, допускаемого упорами управления или физической силой пилота, ( меньшая из них ); - величина перемещения педали, ограниченного упорами управления.

(2) При перемещении педали на величину, определяемую в пункте (a)(1) настоящего параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.

(3) При максимальном угле скольжения, определяемом в пункте (a)(2) настоящего параграфа, принимается, что педаль возвращается в нейтральное положение (кроме случая ограничения физической силой пилота).

(b) [Зарезервирован].

(c) _ . 23.443. Нагрузки от порывов.

(а) Вертикальные поверхности в полете без ускорений при скорости VC должны выдерживать боковые порывы со скоростью, указанной в 23.333(c) для VC.

(b) В дополнение для самолетов переходной категории принимается, что в установившемся полете при скоростях VB , VC , VD и VF самолет встречает порывы, перпендикулярные плоскости симметрии. Должны быть рассмотрены эти порывы и скорости самолета, соответствующие приведенным условиям, как указано в 23.341 и 23.345. Профиль порыва должен быть такой, как указано в 23.333(c)(2)(i).

(c) __ .

(A) При отсутствии более точного метода расчета нагрузку на хвостовое вертикальное оперение от порыва следует определять по формуле

где

PBO - нагрузка на вертикальное оперение, кгс;

V - индикаторная скорость полета, м/с; Ude - эффективная индикаторная скорость порыва, м/с

SBO - площадь вертикального оперения, м2;
Коэффициент следует определять по формуле
где

Здесь

S - площадь крыла, м2 ;

Vист- истинная скорость полета, м/с ;

- плотность воздуха на высоте полета, кгс с2/м4 ;

m - масса самолета, кгс с2/м ;

l - размах крыла, м ;

Jy - массовый момент инерции самолета относительно оси y, кгс м с2 ;

- производная коэффициента момента рысканья самолета по углу скольжения (1/рад);
- угловая скорость рыскания, рад/с;
- производная коэффициента момента рыскания самолета по безраз мерной угловой скорости .
- производная коэффициента боковой силы вертикального оперения по углу скольжения, (1/рад); эта величина должна определяться по результатам испытаний в аэродинамических трубах жестких моделей полного самолета и самолета без вертикального оперения при числе М , соответствующем рассматриваемой скорости полета.

 

23.445. Разнесенные вертикальные поверхности или законцовки крыла.

(a) Если разнесенные вертикальные поверхности или законцовки находятся на горизонтальных поверхностях или крыльях, то горизонтальные поверхности или крылья должны быть рассчитаны на максимальные нагрузки в комбинации с нагрузками, вызванными на горизонтальных поверхностях или крыльях этими вертикальными поверхностями или законцовками, а также моментами или силами от разнесенных вертикальных поверхностей или законцовок крыла. (b) Если часть разнесенной вертикальной поверхности или законцовки крыла находится выше, а часть - ниже горизонтальной поверхности, то критичес- кая удельная нагрузка на вертикальную поверхность (нагрузка на единицу площади), соответствующая 23.441 и 23.443, должна прикладываться:

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

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

(c) Применяя условия рысканья, указанные в 23.441 и 23.443 к вертикаль- ным поверхностям, рассмотренным в пункте (b) настоящего параграфа, необходимо учитывать влияние концевых шайб на разнесенные вертикальные поверхности или законцовки крыла. При распределении между килями суммарной нагрузки на вертикальное оперение, определенной согласно 23.441 и 23.443, следует принимать, что 65% нагрузки приходится на один (левый или правый) киль и 35% нагрузки на другой.

(d) При использовании точных методов расчета маневренных нагрузок на вертикальные поверхности в соответствии с 23.441 следует учитывать нагрузки на горизонтальные поверхности при горизонтальном полете, включая нагрузки, вызванные на горизонтальных поверхностях влиянием вертикальных поверхнос- тей, а также моментами или силами, действующими от вертикальных поверхнос- тей. Расчет на прочность следует проводить исходя из одновременного действия этих горизонтальных и вертикальных нагрузок.

(A) Следует рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения и несимметричное нагружение горизонтального оперения аналогично тому, как это указано в 23.427(A).

ЭЛЕРОНЫ, ЗАКРЫЛКИ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

23.455. Элероны.

(а) Элероны должны быть рассчитаны на нагрузки, которым они подверга- ются:

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

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

(i) резкое максимальное отклонение управления элеронами: (A) при VA для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий; (B) при VA и VC для самолетов акробатической категории;

(ii) отклонение при скорости VC , большей, чем VA , достаточное для создания угловой скорости крена, не ниже получаемой в пункте (a)(2)(i) данного параграфа;

(iii) отклонение при скорости VD , достаточное для создания угловой скорости крена не ниже 1/3 скорости, получаемой в пункте (a)(2)(i) данного параграфа.

(b) [Зарезервирован].

23.457. Закрылки.

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

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

23.459. Специальные устройства.

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

НАЗЕМНЫЕ НАГРУЗКИ 23.471. Общие положения.

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

23.473. Условия нагружения на земле и основные предположения.

(а) Требования настоящего подраздела к наземным нагрузкам должны удовлетворяться при максимальном расчетном весе, за исключением требований 23.479, 23.481, 23,483 и 23.485(А), которые могут удовлетворяться при расчетном посадочном весе (наибольший вес для случая посадки с максимальной скоростью снижения), допускаемом пунктом (b) настоящего параграфа.

(b) Расчетный посадочный вес, может быть принят меньшим из:

(1) 95% максимального веса, если минимального запаса топлива достаточно по меньшей мере на полчаса полета на режиме максимальной продолжительной мощности, плюс запас, равный весу топлива, который представляет разность между расчетным максимальным весом и расчетным посадочным весом; или

(2) расчетного максимального веса без веса 25% полного запаса топлива.

(c) __ .

(d) Выбранная эксплуатационная вертикальная инерционная перегрузка в центре тяжести самолета для случаев наземных нагрузок, предусмотренных в настоящем подразделе, не может быть меньше значений, получающихся:

(1) при посадке со скоростью снижения, равной V = 0,9066(G/S)1/4, м/с, при условии, что эта скорость должна быть не более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с. Эта скорость снижения определяет эксплуатационное значение энергии, которую должна поглощать амортизационная система самолета;

(2) при посадке со скоростью снижения, определяемой условиями поглощения шасси самолета максимальной энергии, рассмотренными в 23.723(A).

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

(f) Испытания на поглощение энергии (для определения эксплуатационной перегрузки, соответствующей потребным эксплуатационным скоростям снижения) должны проводиться в соответствии с 23.723(a), учитывая указанные в этом параграфе исключения.

(g) Инерционная перегрузка, принимаемая для расчетных целей, не может быть меньше 2,67, а эксплуатационная перегрузка от реакции земли также не может быть меньше 2,0 при расчетном максимальном весе __ .

(A) Должно быть показано объективными данными, что при действии нагрузок, соответствующих поглощению амортизацией максимальной энергии, не будут иметь место разрушения конструкции шасси или такое снижение ее прочности, которое может привести к опасным последствиям. Для конструкции планера самолета коэффициент безопасности по отноше- нию к эксплуатационным нагрузкам при поглощении максимальной энергии принимается не менее 1,1.

23.477. Схемы шасси.

Параграфы 23.479 - 23.483 и 23.485(А) __ применяются к самолетам с обычным расположением носовой и основных стоек или хвостовой и основных стоек шасси.

23.479. Условия горизонтальной посадки.

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

(1) самолеты с хвостовыми колесами - в обычном положении горизон- тального полета;

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

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

(ii) основные колеса касаются земли, а носовое колесо едва приподнято над землей. Положение, указанное в пункте (a)(2)(i) данного параграфа может быть использовано при анализе, требуемом в пункте (a)(2)(ii) данного параграфа.

(b) При исследовании условий посадки лобовые составляющие, которые воспроизводят силы, необходимые для раскрутки колес до посадочной скорости, должны надлежащим образом сочетаться с соответствующими одновременными вертикальными реакциями земли, а действующие вперед горизонтальные нагрузки, возникающие из-за прекращения раскрутки колес (т.н. упругая отдача), должны быть рассмотрены с вертикальной реакцией земли в момент их максимального значения. Учитываются подъемная сила крыла и коэффициент трения скольжения, равный 0,8 и 0,0 при поглощении эксплуатационной энергии, и 0,5 и 0,0 при поглощении максимальной энергии. Однако лобовые нагрузки при наличии трения скольжения не должны быть меньше 25% максимальных вертикальных реакций земли (подъемная сила крыла не учитывается).

(c) __ .

(A) Для определения нагрузок от раскрутки колес (при наличии трения скольжения пневматика) рассматриваются следующие комбинации вертикальной и лобовой составляющих, приложенных на оси колеса:

(1) для максимальной силы раскрутки колеса лобовые составляющие, воспроизводящие силы, потребные для раскрутки колеса до заданной посадочной скорости должны сочетаться с вертикальными реакциями земли, которые действуют в момент максимума лобовых нагрузок. Коэффициент трения пневматика о землю может быть установлен с учетом влияния скорости скольжения и давления в пневматике. Однако этот коэффициент трения не должен быть больше, чем 0,8 при поглощении эксплуатационной энергии и 0,5 при поглощении максимальной энергии. Этот случай должен рассматриваться для шасси и конструкции, на которой оно непосредственно закреплено, а также для агрегатов большой массы, например таких, как подвесной топливный бак или гондола;

(2) для случая максимальной вертикальной нагрузки на колесе лобовую нагрузку, действующую назад и составляющую не менее 25% от максимальной вертикальной реакции земли, следует сочетать с максимальной реакцией земли, определяемой в 23.473;

(3) для случая максимальной нагрузки упругой отдачи после раскрутки колеса действующие вперед горизонтальные нагрузки, возникающие в результате быстрого уменьшения лобовых нагрузок раскрутки, должны сочетаться с вертикальными реакциями земли, которые действуют в момент максимума направленной вперед нагрузки. Этот случай должен рассматриваться для шасси и конструкции, на которой оно непосредственно закреплено, а также для агрегатов большой массы, например таких, как подвесной топливный бак или гондола.

(d) Для самолетов с концевыми баками или большими подвешенными под крылом массами (такими, как ТВД или ТРД) концевые баки и конструкция, к которой крепятся баки или подвешенные массы, должны быть спроектированы в расчете на динамическую реакцию при условиях горизонтальной посадки, изложенных в пунктах (a)(1) или (a)(2)(ii) данного параграфа. При расчетах динамической реакции можно принять, что подъемная сила самолета равна весу самолета.

23.481. Условия посадки с опущенным хвостом.

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

(1) самолеты с хвостовыми колесами - в положении, при котором хвостовые и основные колеса касаются земли одновременно;

(2) самолеты с носовыми колесами - либо в положении сваливания, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли любой части самолета, берется меньший угол.

(b) Для самолетов как с хвостовыми, так и с носовыми колесами принима- ется, что реакции земли являются вертикальными, при этом колеса имеют скорость, которая была достигнута перед максимальной вертикальной нагрузкой.

(A) Удар в хвостовую предохранительную опору для самолетов с носовым колесом. Эксплуатационная нагрузка должна определяться из диаграммы обжатия амортизации как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной энергии, равной 0,015 G , кгс м, где G - расчетный посадочный вес самолета. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой.

23.483. Условия посадки на одно колесо.

Для случая посадки на одно колесо принимается, что самолет находится в горизонтальном положении и касается земли одной из основных стоек шасси. В этом положении реакции земли для этой стойки шасси должны быть такими же, как это определено в 23.479(А)(2).

23.485. Условия действия боковой нагрузки.

(a) Для случая действия боковой нагрузки на основные стойки шасси принимается, что самолет находится в горизонтальном положении, касаются земли только основные колеса, а амортизатор и пневматики обжаты до их статических положений.

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

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

(1) 0,5 G действует на одной стойке шасси к борту фюзеляжа; и

(2) 0,33 G действует на другой стойке от борта фюзеляжа. где G - расчетный посадочный вес самолета.

(d) Боковые нагрузки, определенные в соответствии с пунктом (c) данного параграфа, считаются действующими в точке контакта с землей, а лобовые могут быть приняты равными нулю.

(A) Для случая бокового удара в носовую стойку считается, что самолет находится в горизонтальном положении, а амортизация носовой стойки обжата в соответствии с приложенной нагрузкой.

(1) Величину реакции земли при поглощении эксплуатационной и максимальной энергии следует принять такой же, как и в 23.479(А)(2). Реакция земли должна быть приложена в точке касания колеса с землей и направлена вверх и вбок так, что боковой компонент равен 0,33 ее значения в случае поглощения эксплуатационной энергии и 0,25 в случае поглощения максимальной энергии.

(2) Для самоориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы, задаваемой в пункте (А)(1) данного параграфа, относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению, задаваемому в 23.499(В)(2), воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы, задаваемой в пункте (А)(1) данного параграфа, относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения, задаваемого в 23.499(В)(2), то должны быть приняты величины момента и силы по 23.499(В)(2).

23.487. Обратный удар при посадке.

(a) Шасси и конструкция его крепления должны быть исследованы на действие нагрузок, имеющих место во время отскока самолета от посадочной полосы.

(b) При полностью разжатом шасси и при отсутствии контакта с землей, на неподрессоренные (подвижные) части стоек шасси воздействует перегрузка 20,0. Эта перегрузка должна действовать в направлении движения неподрессорен- ных (подвижных) частей опор шасси, когда они достигнут их граничного положения при выдвижении относительно подрессоренных (неподвижных) частей шасси.

23.491. Разбег при взлете.

Принимается, что шасси и конструкция самолета подвергаются воздействию нагрузок не ниже тех, которые определены при условиях, указанных в 23.235.

23.493. Условия качения с торможением.

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

(a) эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть 1,33, однако вертикальная реакция на колесо не должна быть меньше 75% нагрузки, заданной в 23.479(A)(2);

(b) положения самолета и контакты с землей должны быть такими же, как описано в 23.479 для горизонтальных посадок;

(c) лобовая реакция, равная вертикальной реакции на колесе, умноженной на коэффициент трения 0,8, должна быть приложена в точке контакта с землей каждого тормозного колеса при условии, что лобовая реакция не должна превышать максимальное значение, основанное на эксплуатационном тормозном моменте.

(A) Дополнительно должны быть рассмотрены условия реверсивного торможения, в которых:

(1) самолет стоит на трех точках. Горизонтальные реакции, параллель- ные земле и направленные вперед, должны быть приложены в точке соприкоснове- ния тормозного колеса с землей. Максимальные нагрузки должны составлять 0,55 от вертикальной нагрузки на каждое колесо или равняться нагрузке, развиваемой при 1,2 максимального статического тормозного момента. Из этих двух значений берется меньшая величина;

(2) на самолетах с носовым колесом опрокидывающий момент уравновешивается инерционными силами вращения;

(3) на самолетах с хвостовым колесом равнодействующая реакция земли должна проходить через центр тяжести самолета.

23.495. Разворот.

Принимается, что самолет в статическом положении выполняет установив- шийся разворот при помощи управляемой носовой стойки или применения достаточной дифференциальной тяги двигателей так, что эксплуатационные перегрузки, приложенные в центре тяжести составляют 1,0 по вертикали и 0,5 вбок. Боковая реакция земли на каждом колесе должна составлять 0,5 вертикаль- ной реакции.

23.497. Дополнительные условия нагружения для хвостовых колес.

При определении наземных нагрузок на хвостовое колесо и подверженную нагружению поддерживающую конструкцию принимаются следующие условия:

(a) при наезде на препятствие эксплуатационная реакция земли, полученная в случае посадки с опущенным хвостом, действует вверх и назад через ось колеса под углом 45°. Может быть принято, что амортизатор и пневматик обжаты до их стояночных положений. Для хвостового колеса (костыля), амортизация которого не работает на передний удар, дополнительно следует рассмотреть нагружение лобовой силой, равной 250% стояночной нагрузки и действующей на оси колеса в направлении против полета. Вертикальная сила при этом принимается равной эксплуатационной реакции земли, полученной в 23.481. Для костыля лобовая сила действует в точке касания его с землей;

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

(1) если используется шарнирное соединение с вертикальной осью, то принимается, что хвостовое колесо развернуто на 90° к продольной оси самолета от результирующей наземной нагрузки, проходящей через ось колеса;

(2) если используется стопор, механизм управления или демпфер шимми, то тоже принимается, что хвостовое колесо развернуто боковой нагрузкой, действующей в точке контакта с землей; и

(3) принимается, что амортизатор и пневматик обжаты до их стояночных положений.

(A) Нагружение при посадке с боковым ударом. Самолет считается находящимся в положении на трех точках. Должно быть рассмотрено одновре- менное действие нагрузки, определяемой в пункте (a) данного параграфа, и боковой нагрузки, равной 0,15 от вертикальной составляющей реакции земли. Кроме того, хвостовое колесо (костыль) должно быть проверено на действие одной боковой нагрузки, равной 0,2 от величины эксплуатационной реакции земли, полученной в 23.481. Боковая нагрузка приложена в точке касания колеса (костыля) с землей; принимается стояночное обжатие амортизации. Для самоориентирующегося хвостового колеса необходимо принимать, что 20% момента боковой силы относительно оси ориентировки воспринимается на оси ориентировки и 80% этого момента воспринимается парой сил на оси колеса или в точке касания костыля с землей.

23.499. Дополнительные условия нагружения для носовых колес.

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

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

(1) вертикальная составляющая 2,25 стояночной нагрузки на колесо; и

(2) лобовая составляющая 0,8 от вертикальной нагрузки;

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

(1) вертикальная составляющая 2,25 стояночной нагрузки на колесо; и

(2) направленная вперед составляющая 0,4 от вертикальной нагрузки;

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

(1) вертикальная составляющая 2,25 стояночной нагрузки на колесо; и

(2) боковая составляющая 0,7 от вертикальной нагрузки.

(A) Должен быть также рассмотрен случай рысканья носового колеса. Предполагается, что самолет находится в положении статического равновесия и на него действуют нагрузки, возникающие при одностороннем торможении колес основного шасси. Носовое шасси, узлы его крепления и конструкция фюзеляжа перед центром тяжести должны быть рассчитаны на нагрузки при следующих условиях:

(1) вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0;

(2) в центре тяжести самолета приложена направленная вперед сила, вызванная односторонним торможением колес основного шасси. Величина этой силы не должна превышать максимальную лобовую силу на одну стойку основного шасси, соответствующую 23.493(c);

(3) боковые и вертикальные нагрузки на носовую стойку шасси в точке соприкосновения с землей, определяются из условия статического равновесия, однако боковая сила более 0,8 от вертикальной силы не принимается. Кроме того, если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то боковая сила не должна создавать момент относительно оси ориентировки носовой стойки большей величины, чем указано в пункте (B)(2) данного параграфа.

(B) Элементы конструкции носовой стойки шасси, механизм управления и демпфер шимми должны быть рассчитаны на нагружение крутящим моментом, создаваемым указанной в пункте (A)(3) данного параграфа боковой составляющей нагрузки относительно оси ориентировки колеса. При этом:

(1) величина крутящего момента берется не меньше момента, развивае- мого относительно этой оси механизмом управления;

(2) если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохрани- тельным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатаци- онный момент от боковой составляющей нагрузки, уравновешиваемый бустером (демпфером), принимается не более суммы 1,15 максимального момента, создаваемого бустером (демпфером) при работающем клапане, и момента сил трения в системе разворота колеса.

23.505. [Зарезервирован] __ .

23.507. Нагрузки при поднятии на домкратах.

(a) Самолет должен быть спроектирован на нагрузки, возникающие при вывешивании самолета в горизонтальном положении на домкратах при максимальном расчетном весе, с учетом следующих перегрузок для точек установки домкратов на стойках шасси и в точках установки домкратов для силовой конструкции планера:

(1) вертикальная перегрузка равна 1,35 статических реакций;

(2) перегрузки вперед, назад и вбок равны 0,4 от вертикальных статичес- ких реакций.

(b) Горизонтальные нагрузки в точках установки домкратов должны уравновешиваться инерционными силами, так чтобы в результате не изменялось направление результирующих нагрузок в точках установки домкратов.

(c) Горизонтальные нагрузки должны рассматриваться во всех комбинациях с вертикальной нагрузкой.

(A) При поднятии самолета или его агрегатов стропами рассматривается действие перегрузки, равной 2,67.

23.509. Нагрузки при буксировке.

При расчете буксировочных узлов, стоек шасси (если буксировочные узлы расположены на стойках) и поддерживающих конструкций должны прикладывать- ся буксировочные нагрузки, рассмотренные в настоящем параграфе.

(a) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) настоящего параграфа, должны рассматриваться раздельно. Эти нагрузки должны быть приложены к буксировочным узлам и должны действовать параллельно земле. Кроме того:

(1) следует считать, что вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0;

(2) амортизационные стойки шасси и пневматики должны находиться в стояночном положении.

(b) Если буксировочные узлы расположены не на шасси, но вблизи плоскости симметрии самолета, то к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочных нагрузок, определенные для вспомогательного (носового или хвостового) шасси. Если буксировочные узлы расположены снаружи от основных стоек шасси, к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие нагрузок, определенные для основного шасси.

(c) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) настоящего параграфа, должны уравновешиваться следующим образом:

(1) боковая составляющая буксировочной нагрузки, прикладываемой к основному шасси, должна уравновешиваться боковой силой на основное шасси, действующей по линии стояночного обжатия колес основного шасси;

(2) буксировочные нагрузки на вспомогательное (носовое или хвостовое) шасси и лобовые составляющие буксировочных нагрузок на основное шасси должны уравновешиваться следующим образом:

(i) реакция, максимальная величина которой равна вертикальной реакции, должна быть приложена к оси колеса, к которому приложена нагрузка. Для достижения равновесия должна быть приложена достаточная сила инерции самолета;

(ii) нагрузки должны уравновешиваться силами инерции самолета.

(d) Предписываются следующие величины буксировочных нагрузок, где

G - максимальный расчетный вес самолета:

 

Буксиро- вочный узел
Положение
Нагрузка
Величина
No
Направление
Основное шасси
0,225G на каждую стойку основного шасси

1

2

3

4

Вперед, парал- лельно оси лобо- вого сопротивле- ния. Вперед, под углом 30° к оси лобового сопротивления. Назад, параллель- но оси лобового сопротивления. Назад, под углом 30° к оси лобового сопротивления.
Вспомога- тельное шасси (но- совое или хвостовое)
В плоскости симметрии самолета
0,3 G

5

6

Вперед. Назад.
Повернуто на 30° от плоскости симметрии
0,3 G*

7

8

Вперед,в плоскос- ти колеса. Назад, в плоскос- ти колеса.
Повернуто на предельный угол от плоскости симметрии
0,15 G*

9

10

Вперед, в плоскос- ти колеса. Назад, в плоскос- ти колеса. *

Для промежуточных значений углов поворота вспомогательного шасси применяется линейная интерполяция величины буксировочного усилия.

(A) На буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки за носовую стойку, действует боковая сила, прикладываемая в горизонтальной плоскости под прямым углом к продольной оси приспособления в точке его соединения с буксировщиком. Этот случай следует рассматривать только при буксировке жесткой тягой. Величина этой силы должна быть не менее 0,015G. Однако:

(1) если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохрани- тельным клапаном, боковая сила принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент относительно оси ориентировки стойки, определяемый в 23.499(В)(2);

(2) если буксировка самолета производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования и об этом имеется соответствующая запись в РЛЭ, величина боковой силы выбирается из потребного момента для разворота носовой стойки на земле.

(3) Для проверки прочности конструкции шасси и самолета от действия боковой силы следует рассматривать два варианта нагружения:

(i) действует боковая сила и стояночная нагрузка на стойку;

(ii) одновременно с боковой силой и стояночной нагрузкой на стойку действует задаваемая в пункте (d) настоящего параграфа буксировочная нагрузка.

(B) В конструкции буксирного приспособления должны быть предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих нагрузок для предохрани- тельных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок, определяемых в пунктах (d) и (A) настоящего параграфа. При буксирном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.

23.511. Нагрузки на земле.

Hесимметричные нагрузки на многоколесное шасси.

(a) Нагрузки при развороте. Предполагается, что самолет разворачивается вокруг одной из основных стоек при следующих условиях:

(1) колеса этой стойки заторможены; и

(2) к основному шасси и к поддерживающей его конструкции приложены нагрузки, соответствующие эксплуатационной вертикальной перегрузке, равной 1,0 и коэффициенту трения 0,8. Однако крутящий момент (в кгс м), действующий в плоскости, параллельной земле и проходящей через ось колеса стойки, берется не меньше

где

G - расчетный посадочный вес (в кгс) для взлетных полос с искусствен- ным покрытием или расчетный взлетный вес для грунтовых ВПП.

(b) Неравномерные нагрузки на пневматики. На каждой стойке шасси со спаренными колесами нагрузки __ , определенные для всех случаев посадки, руления и управляемого движения по земле, должны прикладываться поочередно к спаренным колесам и пневматикам в отношении 60:40% для взлетных полос с искусственным покрытием или 70:30% для грунтовых ВПП.

(c) __ .

(A) Спущенные пневматики. Для многоколесных стоек шасси влияние спущенных пневматиков на прочность конструкции следует принять во внимание во всех случаях нагружения данного пункта.

(1) Случай посадки при одном спущенном пневматике. Предполагается, что нагрузка, прикладываемая к каждой стойке составляет 60% от эксплуатаци- онной нагрузки, прикладываемой к каждой стойке шасси в рассматриваемом случае посадки. Однако для случая посадки со сносом, который указан в 23.485(a) и (b), следует прикладывать 100% вертикальной нагрузки.

(2) Случай руления и управляемое движение по земле. При одном спущенном пневматике:

(i) перегрузки от боковой и/или лобовой нагрузок в центре тяжести самолета должны определяться по наибольшим критическим нагрузкам вплоть до 50% от величин эксплуатационных боковой и/или лобовой нагрузок, которые соответствуют наиболее тяжелым случаям нагружения при рулении и управляе- мом движении по земле;

(ii) для случая качения с заторможенными колесами, указанного в 23.493, лобовые нагрузки на каждый заряженный пневматик должны быть не меньше нагрузок, действующих на каждый заряженный пневматик при симметричном распределении нагрузок (в случае, когда все пневматики заряжены);

(iii) вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета должна составлять 60% от перегрузки при всех заряженных пневматиках, но не должна быть меньше, чем 1,0; и (iv) случай разворота вокруг одной из стоек шасси не рассматривается.

(3) Случай буксировки. При одном спущенном пневматике нагрузка при буксировке должна составлять 60% от нормированной нагрузки, указанной в 23.509.

23.515. Шимми.

Во всем диапазоне возможных весов и скоростей движения самолета по ВПП при взлете и посадке должно быть обеспечено отсутствие шимми колес шасси. Отсутствие шимми должно быть подтверждено расчетами и испытаниями стоек шасси на копре с подвижной опорой. Испытания разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерениями в процессе летных испытаний будет доказана безопасность от шимми.

НАГРУЗКИ НА ВОДЕ

23.521. Условия нагружения на воде.

(а) Гидросамолеты и самолеты-амфибии должны быть рассчитаны на гидродинамические нагрузки, возникающие при взлете и посадке, при любых возможных положениях самолета относительно водной поверхности, которые могут иметь место в нормальных условиях эксплуатации, а также при соответствующих значениях поступательной и вертикальной скоростей снижения при наиболее неблагоприятном состоянии водной поверхности.

(b) Если Заявителем не проведен точный расчет гидродинамических нагрузок, следует пользоваться требованиями параграфов 23.523 - 23.537 включительно.

(c) Ранее сертифицированные лодки могут быть использованы в конструк- циях самолетов, сертифицируемых по настоящему подразделу, при условии, что эти лодки удовлетворяют требованиям пункта (а) настоящего параграфа.

(A) Нагрузки на отдельные агрегаты и характеристики мореходности определяются МОС 23.521.

МОС 23.521. Нагружение гидросамолета.

(A) Оценка мореходности гидросамолета (самолета-амфибии). Высота волны при 3% обеспеченности, преодолеваемой гидросамолетом, определяется условием непревышения нагрузок, задаваемых

23.527. Высота ветровой волны

Высота волны зыби.

Здесь

hв - высота волны при 3% обеспеченности, м;

Lд- длина днища лодки, м;

VSO - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, м/с;

n - перегрузка для случая посадки на редан, задаваемая 23.527(а);

-для плоскокилеватых, лекальных и туннельных днищ, (см. рис. 1 Приложения I);
-для полутуннельных днищ, (см. рис. 1 Приложения I);

 

С7 - принимается в соответствии с данными, приведенной ниже табли- цы. Для промежуточных значений веса используется линейная интерполяция.

G, кгс
1000
5000
10000
C7
0,028
0,021
0,018

 

, но не более единицы;

Вmax - -максимальная ширина днища лодки, м.

Если величина коэффициента Н для принятой эксплуатационной перегрузки получается равной или меньше 0,875, высота ветровой волны принимается 0,04, а высота волны зыби 0,02 . Увеличение допустимой высоты волны обеспечивается принятием более высоких эксплуатационных перегрузок (за счет увеличения коэффициента С1 в формулах, приведенных в 23.527).

(В) Нагружение деталей гидросамолета (самолета-амфибии).

(1) Нагружение водяного руля. Суммарная эксплуатационная нагрузка, действующая перпендикулярно срединной поверхности руля Р, в кгс, определяется следующим образом

P = 13,0 V^2 S , где

V - скорость, при которой допускается применение водяного руля, м/с;

S - площадь водяного руля, м^2 .

При этом принимаются два положения центра давления: 15% и 30% от передней кромки. Распределение суммарной нагрузки по длине руля - пропорцио- нально хордам.

(2) Нагружение брызгоотражателей, створок и обтекателей шасси. Брызгоотражатели, створки и обтекатели шасси проверяются на действие нагрузок от брызгообразования, которые определяются при испытаниях модели гидросамолета (самолета-амфибии) и уточняются в процессе летных испытаний.

(3) Нагружение буксирных приспособлений. Эксплуатационные нагрузки на "утки", гаки и другие узлы крепления, устанавливаемые на гидросамолете (самолете- амфибии), а также на стропы при его буксировке определяются следующим образом P = 0,2 G.

Здесь и далее в пункте (B) данного параграфа G - максимальный взлетный вес, кгс. Эта нагрузка действует в вертикальной плоскости от 10° вверх до 20° вниз, а в горизонтальной плоскости в любом направлении; однако значение ее боковой составляющей более 0,1 G не допускается.

(4) Нагружение узлов крепления на стоянке. При стоянке гидросамолета (самолета-амфибии) на якоре или приколе удерживающая сила, на которую рассчитываются самолетные узлы крепления, принимается равной

P = 0,07 G .

Коэффициент безопасности принимается равным 2,0. Стропы и несамолет- ные узлы крепления рассчитываются на данную нагрузку с коэффициентом безопасности 3,0.

(5) Нагружение узлов главного перекатного шасси. Рассматриваются следующие случаи нагружения:

(i) остановка на спуске колодками. К оси колес каждой стойки перекатного шасси прикладываются одновременно действующие нагрузки: вверх по оси y PY = G ; в направлении оси х PX = Ё0,4 G;

(ii) разворот на стоянке. К оси колес каждой стойки перекатного шасси прикладываются одновременно действующие нагрузки: PY = 0,7 G ; PZ = Ё0,35 G.

(6) Нагружение узлов хвостовой тележки. Рассматриваются следующие случаи нагружения:

(i) к оси колес хвостовой тележки прикладываются одновременно действующие нагрузки:

PX = 0,8 PXB ;

PY = 2,0 PXB ;

(ii) к оси колес хвостовой тележки прикладываются одновременно действующие нагрузки:

PY = 1,4 PXB ;

PZ = Ё0,7 PXB , где

PXB берется не меньше PXB.CT - нагрузки на хвостовую тележку при стоянке гидросамолета (самолета-амфибии). Если гидросамолет (самолет-амфибия) должен эксплуатироваться на неподготовленных гидробазах, все нагрузки на перекатные приспособления следует увеличить на 40%.

23.523. Расчетные веса и положения центра тяжести.

(а) Расчетные веса. Гидродинамические нагрузки должны быть определены для всех полетных весов вплоть до расчетного посадочного веса, за исключением случая взлета, предусмотренного 23.531, когда в качестве расчетного принимается расчетный взлетный вес с воды (максимальный вес при рулежке и разбеге по воде).

(b) Положения центра тяжести. Расчетные положения центра тяжести в пределах, требуемым свидетельством о летной годности, должны быть такими, чтобы на каждую часть конструкции гидросамолета были получены наибольшие возможные нагрузки.

23.525. Приложение нагрузок.

(а) Если иное не предусмотрено, на самолет в целом действуют нагрузки, соответствующие перегрузкам, приведенным в 23.527.

(b) При приложении нагрузок, соответствующих перегрузкам, задаваемым в 23.527, допускается их условное распределение по длине днища (чтобы избежать чрезмерных перерезывающих сил и изгибающих моментов в зоне приложения нагрузки) при значениях давлений не меньших давлений у киля, приведенных в 23.533(c).

(с) Для двухпоплавкового (двухлодочного) гидросамолета каждый поплавок следует рассматривать как лодку фиктивного гидросамолета с весом, равным половине веса двухпоплавкового самолета.

(d) За исключением случая взлета, предусмотренного 23.531, подъемная сила крыла при ударе о воду принимается равной 2/3 веса гидросамолета и прикладывается в центре тяжести.

23.527. Перегрузки для лодки или основного поплавка.

(а) Перегрузка при ударе о воду определяется следующим образом:

(1) для случая посадки на редан

(2) для посадки на нос и на корму

где

n - перегрузка при ударе о воду (т.е. величина гидродинамической силы деленная на вес самолета);

С1 - эмпирический коэффициент, учитывающий условия эксплуата- ции и равный 0,00269 (этот коэффициент не должен быть меньше величины, необходимой для получения минимальной перегрузки при посадке на редан, равной 2,33);

VSO - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, км/ч;

- угол килеватости по скуле сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка (см. рис.1 Приложения I);

G - расчетный посадочный вес гидросамолета, кгс;

К1 - эмпирический коэффициент, учитывающий распределение нагрузки по длине лодки (см. рис.2 Приложения I);

rх - отношение расстояния, измеренного по прoдольной оси лодки, от центра тяжести гидросамолета до сечения, в котором приложена гидроди- намическая нагрузка, к радиусу инерции гидросамолета относительно поперечной оси. За продольную ось лодки принимается прямая линия, лежащая в плоскости симметрии и касательная к килю у главного редана.

(b)[Зарезервирован].

(с) Для двухпоплавкового гидросамолета, вследствие влияния упругости крепления поплавков к гидросамолету, коэффициент К1 может быть уменьшен для носовой и хвостовой частей до 0,8 от величины, приведенной на рис.2

Приложеия I. Это уменьшение относится только к узлам крепления поплавков и конструкции самолета, а не к самим поплавкам.

23.529. Условия посадки для лодки и основного поплавка.

(а) Симметричная посадка на редан, нос и корму. Для симметричной посадки на редан, нос и корму эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется в соответствии с 23.527. Рассматриваются следующие случаи нагружения:

(1) для симметричной посадки на редан гидродинамическая нагрузка прикладывается перпендикулярно килевой линии в центре тяжести площади нагружения и распределяется по носовой части днища вперед от редана; угол килеватости берется в сечении, проходящем через центр тяжести гидросамолета;

(2) для симметричной посадки на нос суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 1/5 длины лодки от носа до редана;

(3) для симметричной посадки на корму суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 0,85 длины задней части лодки от редана до кормы.

(b) Несимметричная посадка для летающих лодок и однопоплавковых гидросамолетов. Должны быть рассмотрены случаи несимметричной посадки на редан, на нос и на корму.

(1) Нагрузка в каждом случае состоит из вертикальной составляющей, равной 0,75 суммарной нагрузки в соответствующих случаях симметричной посадки и боковой составляющей, равной 0,25 tg(Ё) этой же нагрузки.

(2) Точка приложения и направление вертикальной составляющей сохраняются теми же, что и в случае симметричной посадки; боковая составляю- щая прикладывается в том же сечении, что и вертикальная компонента, перпендикулярно плоскости симметрии и посередине между линиями киля и скулы.

(с) Несимметричная посадка двухпоплавкового самолета. Несимметричную нагрузку образуют приложенные к редану каждого поплавка направленная вверх нагрузка, равная 0,75 от симметричной нагрузки, предусмотренной 23.527и боковая нагрузка, равная 0,25 tg(Ё) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена внутрь перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в том же поперечном сечении, что и вертикальная компонента, и прикладывается на середине расстояния от киля до скулы.

23.531. Нагружение крыла при взлете.

Для крыла и его крепления к лодке или основному поплавку:

(а) подъемная сила крыла принимается равной нулю,

(b) направленная вниз инерционная нагрузка соответствует эксплуатационной перегрузке

где

СT0 - эмпирический коэффициент, равный 0,000895;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

- угол килеватости днища у главного редана;

G - расчетный взлетный вес с воды, кгс.

23.533. Давление на днище лодки и основного поплавка.

(а) Общие требования. В данном разделе рассматриваются требования к расчету конструкции лодки и основных поплавков, включая шпангоуты, перего- родки, стрингеры и обшивку днища.

(b) Местные давления. Для расчета обшивки днища, стрингеров и их крепления к каркасу принимается следующее распределение давлений:

(1) для плоско-килеватого днища давление у скулы принимается равным 0,75 давления у киля, распределение давления по ширине днища по линейному закону в соответствии с рис.3

Приложения I. Давление у киля определяется следующим образом

где

pк - давление, кгс/м2;

С2 = 0,437;

К2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис.2 Приложения I;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

K - угол килеватости у киля в соответствии с рис.1

Приложения I;

(2) для лекального днища распределение давления по ширине днища до начала развала принимается таким же, как для плоско-килеватого днища. Давление между скулой и началом развала изменяется по линейному закону в соответствии с рис.3 Приложения I. Давление у скулы определяется следующим образом:

где

pск - давление по обрезу скулы, кгс/м2;

С3 = 0,328;

К2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис.2 Приложения I;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

- угол килеватости в соответствии с рис.1 Приложения I;

(3) для более сложных форм сечения днища распределение давления в поперечном сечении принимается на основании специальных расчетных либо экспериментальных исследований;

(4) площадь, на которую действуют эти давления не должна быть меньше квадрата размерами 200 х 200 мм. На участке днища длиной не менее удвоенной максимальной ширины днища вперед от главного редана давление для расчетов местной прочности должно быть увеличено до величины , кгс/м2;

(5) Прочность клетки днища проверяется также на местное разрежение, которое в любой точке днища от носа до главного редана принимается равным p = 10000 кгс/м2, непосредственно за главным реданом p = 10000 кгс/м2, на втором редане p = 2500 кгс/м2. Распределение разрежения между первым и вторым реданами принимается по линейному закону.

(с) Распределенные давления. Для расчета шпангоутов, киля и бортов принимается следующее распределение давлений:

(1) симметричное распределение

где

p - давление кгс/м^2;

С4 = 0,192;

К2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис.2 Приложения I;

VSO - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки винтами, км/ч;

- угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.

(2) при несимметричном распределении давления с одной стороны от плоскости симметрии на днище действуют давления, указанные в пункте (а)(1) данного параграфа, с другой стороны - половина этих давлений в соответствии с рис.3 Приложения I;

(3) эти давления прикладываются одновременно ко всему днищу лодки или поплавка и передаются на боковые стенки корпуса лодки или поплавка.

23.535. Нагрузки на вспомогательные поплавки.

(а) Общие требования. Вспомогательные поплавки, узлы их крепления и опорные конструкции должны быть рассчитаны на случаи, предусмотренные данным подразделом. При условиях, указанных в пунктах c (b) по (е) данного параграфа, задаваемые гидродинамические нагрузки могут быть распределены по днищу поплавка таким образом, чтобы местные давления не превосходили значения давлений на днище поплавков, указанных в пункте (g) настоящего параграфа.

(b) Нагружение редана. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 3/4 расстояния от носа до редана. Величина гидродинамической силы не должна превышать 300% выталкивающей силы полностью погруженного поплавка и определяется по формул

где

L - эксплуатационная гидродинамическая сила, кгс;

С5 = 0,00119;

VSO - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки винтами, км/ч;

G - расчетный посадочный вес, кгс;

S - угол килеватости поплавка в сечении, находящемся на 1/4 расстояния от редана до носа, но не менее 15°;

rz - отношение расстояния от центра тяжести гидросамолета до плоскости симметрии поплавка к радиусу инерции гидросамолета относительно продольной оси.

(с) Нагружение носа. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 1/4 расстояния от носа до редана. Величина гидродинамической силы определяется в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа.

(d) Несимметричное нагружение редана.

Гидродинамическая нагрузка состоит из компоненты, равной 0,75 нагрузки, заданной в пункте (b) данного параграфа и боковой составляющей, равной 0,25 tg(ЁS) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в направлении к лодке и от нее и приложена посередине между линиями киля и скулы поплавка.

(е) Несимметричное нагружение носа. Гидродинамическая нагрузка состоит из компоненты, равной 0,75 нагрузки, заданной в пункте (с) данного параграфа, и боковой составляющей, равной 0,25 tg(ЁS) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посередине между линиями киля и скулы поплавка.

(f) Случай полностью погруженного поплавка. Суммарная гидродина- мическая сила прикладывается в центре тяжести площади сечения поплавка, расположенного на 1/3 расстояния от носа до кормы поплавка. Составляющие эксплуатационной нагрузки определяются следующим образом.

Вертикальная сила равна
g D
Лобовая сила равна .
Боковая сила равна
где
- плотность воды, кгс с2/м4 ;

D - водоизмещение поплавка, м3;

CX - коэффициент лобового сопротивления, (CX = 0,0036);

CZ - коэффициент бокового сопротивления, (CZ = 0,0029); k = 0,8; однако, если будет показано, что в условиях нормальной эксплуатации поплавки не могут погрузиться в воду при скорости равной 0,8 VSO , может быть принято меньшее значение коэффи- циента k;

g - ускорение силы тяжести, м/с2.

(g) Давление на днище поплавка. Давления на днище определяются в соответствии с 23.533, при К2 = 1.0 на всей длине поплавка. Угол килеватости, используемый при определении давлений на днище поплавка, указан в пункте (b) данного параграфа.

23.537. Нагрузки на крыло и жабры от погружения в воду.

Принятые нагрузки на крыло и жабры должны основываться на данных, полученных по результатам испытаний.

СЛУЧАИ АВАРИЙНОЙ ПОСАДКИ

23.561. Общие положения.

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

(b) Конструкция должна быть спроектирована так, чтобы защитить всех пассажиров и членов экипажа в условиях аварийной посадки:

(1) при правильном пользовании креслами, поясными и плечевыми ремнями, предусмотренными в конструкции;

(2) когда пассажиры и экипаж испытывают статические инерционные нагрузки, соответствующие следующим расчетным перегрузкам:

(i) вверх 3,0 - для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий и 4,5 - для самолетов акробатической категории;

(ii) вперед 9,0;

(iii) в сторону 2,25;

(iv) вниз 6,0 __ ; и

(v) назад 1,5;

(3) когда грузы внутри кабины, которые могут нанести травмы пассажи- рам и экипажу, испытывают статические инерционные нагрузки, соответствую- щие следующим расчетным перегрузкам:

(i) вверх 3,0;

(ii) вперед 18,0; и

(iii) в сторону 4,5.

(с) Все самолеты с убирающимся шасси должны быть спроектированы так, чтобы обеспечить защиту всех пассажиров и членов экипажа при посадке:

(1) с убранным шасси;

(2) с умеренной скоростью снижения;

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

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

(ii) коэффициент трения на земле равен 0,5.

(d) Если не установлено, что опрокидывание во время аварийной посадки невозможно, то конструкция должна быть рассчитана на защиту пассажиров и экипажа при полном опрокидывании, учитывая следующее:

(1) вероятность опрокидывания можно показать расчетом, исходя из следующих условий:

(i) максимальный вес;

(ii) самая передняя центровка;

(iii) продольная перегрузка 9,0;

(iv) вертикальная перегрузка 1,0; и

(v) на самолетах, имеющих шасси с носовой опорой, носовая опора разрушается и нос контактирует с землей;

(2) при определении нагрузок, приложенных к перевернутому самолету после опрокидывания, следует использовать расчетную инерционную перегрузку вверх 3,0 и коэффициент трения с землей 0,5.

23.562. Динамические условия аварийной посадки.

(a) Каждая система "кресло + средства фиксации", предназначенная для использования на самолете нормальной, многоцелевой или акробатической категорий, должна быть рассчитана на обеспечение защиты каждого человека в процессе аварийной посадки, когда:

(1) правильно используются кресла, поясные и плечевые привязные ремни, предусмотренные для этого в конструкции; и

(2) человек подвергается воздействию нагрузок, возникающих в условиях, предписанных в настоящем параграфе.

(b) За исключением тех систем "кресло+средства фиксации", на которые распространяются требования пункта (d) настоящего параграфа, каждая система "кресло+средства фиксации", предназначенная для экипажа или пассажиров самолетов нормальной, многоцелевой или акробатической категорий, должна успешно пройти динамические испытания или должна быть оценена посредством расчетного анализа, подкрепленного динамическими испытаниями, в соответ- ствии с каждым из следующих условий. При проведении этих испытаний человека должен имитировать "сидящий" в нормальном вертикальном положении соответствующий антропоморфический манекен номинальным весом 77 кгс. Примечание. Решение о проведении динамических испытаний кресел самолета переходной категории принимается Компетентным органом с учетом ожидаемых условий эксплуатации.

(1) В первом виде испытаний изменение скорости должно составлять не менее 9,45 м/с . Система "кресло + средства фиксации" должна быть ориентиро- вана применительно к ее номинальному положению на самолете, при этом горизонтальная плоскость самолета должна быть поднята на угол кабрирования 60°, без рысканья, относительно вектора скорости удара. Для систем "кресло + средства фиксации", установленных на самолете в первом ряду, пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,05 с после удара и составлять как минимум 19. Для всех других систем "кресло + средства фиксации" пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,06 с и составлять как минимум 15.

(2) Во втором виде испытаний изменение скорости должно составлять не менее 12,8 м/с . Система "кресло + средства фиксации" должна быть ориентиро- вана применительно к ее номинальному положению на самолете, при этом вертикальная плоскость самолета должна быть развернута на угол рысканья 10°, без тангажа, относительно вектора скорости удара в направлении, которое приводит к наибольшему нагружению плечевых привязных ремней. Для систем" кресло + средства фиксации", установленных на самолете в первом ряду, пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,05 после удара и составлять как минимум 26. Для всех других систем "кресло + средства фиксации" пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,06 с после удара и составлять как минимум 21.

(3) Для учета коробления пола перед проведением второго вида испытаний, определенного пунктом (b)(2) настоящего параграфа, направляющие на полу или узлы крепления системы "кресло + средства фиксации" на конструкции фюзеляжа должны быть предварительно нагружены для нарушения их взаимной параллельности как минимум на 10° по вертикали (т.е. для создания непарал- лельности по "тангажу"), при этом один из направляющих или узлов крепления должен быть предварительно нагружен для установки на 10° по крену.

(c) При проведении динамических испытаний, выполняемых в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа, должно быть показано соответствие следующим требованиям:

(1) система "кресло + средство фиксации" должна фиксировать манекен, несмотря на то, что элементы этой системы могут подвергаться деформации, удлинению, смещению или смятию, предусмотренному в конструкции;

(2) крепление системы "кресло + средства фиксации" к испытательному стенду должно оставаться целым, несмотря на то, что конструкция кресла может деформироваться;

(3) в процессе удара каждая лента плечевых привязных ремней должна оставаться на "плече" манекена;

(4) в процессе удара поясной привязной ремень должен оставаться на "тазе" манекена;

(5) результаты динамических испытаний должны показать, что человек защищен от серьезной травмы головы:

(i) если возможен контакт головы с ближайшими креслами, конструк- цией или другими элементами кабины, то должна быть обеспечена такая защита, при которой удар головы не превысил бы критерий травмирования головы (HIC), равный 1000 единиц;

(ii) величина критерия травмирования головы (HIC) определяется по формуле

где

t1 - время начала интегрирования, с ;

t2 - время окончания интегрирования, с;

(t2 - t1) - продолжительность основного удара головой, с;

a(t) - результирующая перегрузка торможения в центре тяжести головы;

(iii) соответствие установленному эксплуатационному значению критерия травмирования головы (HIC) должно быть продемонстрировано путем измерения параметров удара головой в процессе динамических испытаний, предписанных в пунктах (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа, или отдельным доказательством с использованием испытаний или аналитических методов;

(6) нагрузки в одинарном плечевом привязном ремне не должны превы- шать 794 кгс . Если для фиксации верхней части туловища человека используют- ся двойные привязные ремни, то суммарные нагрузки в ремнях не должны превышать 907 кгс;

(7) сжимающая нагрузка, измеренная между тазом и поясничной областью позвоночника манекена, не должна превышать 680 кгс;

(d) Для всех однодвигательных самолетов со скоростью сваливания VSO более 113 км/ч при максимальном весе, и тех многодвигательных самолетов с максимальным взлетным весом 2720 кгс или менее и скоростью сваливания VSO более 113 км/ч при максимальном весе, если они не удовлетворяют требованиям 23.67(b)(2)(i):

(1) расчетные перегрузки, задаваемые в 23.561(b), должны быть умножены на коэффициент, равный квадрату отношения увеличенной скорости сваливания к скорости равной 113 км/ч. Увеличенные расчетные перегрузки не должны превышать значений при VSO , равной 146 км/ч. Расчетная перегрузка, направленная вбок, не обязательно должна превышать 2,5, кроме того, для самолетов акробатической категории, расчетная перегрузка, направленная вверх, не обязательно должна превышать 5,0;

Примечание. В отдельных случаях, по результатам рассмотрения особенностей конструк- ции самолета, величина коэффициента увеличения нагрузок может быть уточнена по согласованию с Компетентным органом.

(2) испытания системы "кресло+средства фиксации", требуемые пунктом (b)(1) данного параграфа, должны проводиться в соответствии со следующими условиями:

(i) изменение скорости удара должно быть не менее, чем 9,45 м/с;

(ii)(A) пиковые значения перегрузки gp , равные 19 и 15 должны быть увеличены умножением на квадрат отношения увеличенной скорости сваливания VSO к скорости, равной 113 км/ч :

 

gp = 19,0(VSO/113)^2 или gp = 15,0(VSO/113)^2 ;

 

(B) пиковые значения перегрузки не должны превышать величины, полученной при скорости сваливания VSO , равной 146 км/ч;

(iii) пиковая перегрузка должна достигаться не позднее, чем через интервал времени, рассчитанный по следующей формуле:
tr = 31 / ( 32,2 gp ) = 0,96/gp

где

gp - пиковое значение перегрузки торможения, вычисленное в соответ ствии с пунктом (d)(2)(ii) данного параграфа;

tr - время достижения пиковой перегрузки торможения, с.

(e) Может быть использован альтернативный подход, обеспечивающий эквивалентный или больший уровень защиты человека, чем требуемый в настоящем параграфе, если доказана его приемлемость.

АНАЛИЗ УСТАЛОСТИ

23.571. Металлическая конструкция герметических кабин. Прочность, детальное проектирование и изготовление герметических кабин должны быть проанализированы на основе одного из изложенных ниже подходов: (а) На основе анализа сопротивления усталости, в результате которого расчетом, испытаниями или и тем и другим вместе показано, что конструкция способна противостоять переменным нагрузкам различной величины, ожидаемым в эксплуатации. Использовать только расчет допустимо лишь в тех случаях, когда имеются экспериментальные данные, подкрепляющие этот расчет, он дает консервативные оценки и применяется для простых конструкций; или (b) На основе анализа безопасности разрушения (повреждения), в результате которого расчетом, испытаниями или и тем и другим вместе показано, что катастрофическое разрушение конструкции вследствие усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения основного конструктивного элемента не является вероятным, и что оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% максимальной эксплуатационной нагрузки на скорости VC , при совместном действии нормального рабочего давления в кабине, ожидаемого внешнего аэродинамического давления и полетных нагрузок; или (с) На основе анализа допустимости повреждения в соответствии с 23.573(b).

23.572. Металлическая конструкция планера.

(a) Прочность, детальное проектирование и изготовление тех частей конструкции планера, разрушение которых может оказаться катастрофическим, должны анализироваться на основе одного из изложенных ниже подходов, если не показано, что конструкция, действующий уровень напряжений, материалы и ожидаемые условия эксплуатации сравнимы в смысле накопления усталости с аналогичной конструкцией, по которой имеется обширный удовлетворительный опыт эксплуатации:

(1) На основе анализа сопротивления усталости, в результате которого расчетом, испытаниями или и тем и другим вместе показано, что конструкция способна противостоять повторяющимся нагрузкам различной величины, ожидаемым в эксплуатации. Использовать только расчет допустимо лишь в тех случаях, когда имеются экспериментальные данные, подкрепляющие этот расчет, он дает консервативные оценки и применяется для простых конструкций; или

(2) На основе анализа безопасности разрушения (повреждения), в результате которого расчетом, испытаниями или и тем и другим вместе показано, что катастрофическое разрушение конструкции вследствие усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения основного конструктивного элемента не является вероятным, и что оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% наиболее критической максимальной эксплуатационной нагрузки __ ; или (3) На основе анализа допустимости повреждения в соответствии с 23.573(b).

(b) __ .

23.573. Допустимость повреждения и анализ усталости конструкции.

(а) Конструкция планера, выполненная из композиционных материалов.

Конструкция планера, выполненная из композиционных материалов, вместо требований 23.571 и 23.572, должна анализироваться в соответствии с указания- ми настоящего параграфа. Для композиционных частей конструкции крыльев (включая схему "утка", тандемно расположенные крылья и несущие поверхности на конце крыла), хвостового оперения, конструкции их крепления и примыкаю- щих к ним конструкций, подвижных органов управления и элементов их крепления, фюзеляжа, герметической кабины, разрушение которых может привести к катастрофе самолета, Заявитель должен провести анализ с использованием критериев допустимости повреждения, изложенных в пунктах (a)(1) - (a)(4) данного параграфа, если только не показано, что это является практически невыполнимым. Если Заявитель установит, что критерии допустимо- го повреждения для конкретной конструкции практически невыполнимы, должен быть проведен ее анализ в соответствии с пунктами (a)(1) и (a)(6) данного параграфа. Если применяются клеевые соединения, должен быть проведен анализ конструкции в соответствии с пунктом (a)(5) настоящего параграфа. При проведении анализа в соответствии с указаниями настоящего параграфа должно быть учтено влияние вариаций свойств материала и влияние внешней среды на характеристики прочности и долговечности композиционного материала.

(1) Испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испыта- ний, должно быть показано, что конструкция способна выдерживать расчетную нагрузку при наличии повреждений вплоть до размеров, соответствующих порогу необнаружения используемыми средствами и методами контроля.

(2) Испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испыта- ний, должна быть определена скорость роста под действием переменных нагрузок, ожидаемых в эксплуатации, тех повреждений (или показано их нераспростране- ние), которые могут возникнуть из-за усталости, коррозии, производственных начальных дефектов или эксплуатационных повреждений, вызванных ударом.

(3) Испытаниями на остаточную прочность или расчетом, подкреп- ленным испытаниями на остаточную прочность, должно быть показано, что конструкция способна выдержать наиболее критические из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок, рассматриваемых в качестве расчетных, при наличии обнаруживаемых повреждений, размер которых согласуется с результатами анализа допустимости повреждения. Герметическая кабина должна противостоять следующим нагрузкам:

(i) Наиболее критической из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок в сочетании с нормальным рабочим давлением и ожидаемым внешним аэродинамическим давлением.

(ii) Ожидаемому внешнему аэродинамическому давлению в горизон- тальном полете в сочетании с избыточным давлением в кабине, в 1,1 раза превышающим нормальное рабочее избыточное давление, без приложения каких-либо других нагрузок.

(4) Длительность роста повреждения между максимальным необнаружи- ваемым размером и размером, выбранным для демонстрации требуемой остаточной прочности, деленная на запас с целью определения интервалов между осмотрами, должна обеспечивать установление программы контроля, приемлемой для применения персоналом эксплуатационной и ремонтной служб.

(5) Для каждого клеевого соединения его способность противостоять максимальной эксплуатационной нагрузке должна быть подтверждена одним из следующих путей:

(i) Расчетом, испытаниями или и тем, и другим вместе должен быть определен максимальный непроклей каждого клеевого соединения, при котором сохраняется способность выдерживать нагрузки, указанные в пункте (a)(3) настоящего параграфа. При проектировании конструкции должны быть предус- мотрены необходимые мероприятия, предотвращающие непроклей каждого клеевого соединения, превышающий эту величину; или

(ii) На каждом изготовленном экземпляре конструкции должна быть выполнена процедура контрольных статических испытаний, при которой каждое критическое клеевое соединение должно быть нагружено наиболее критической из максимальных эксплуатационных нагрузок; или

(iii) Должны быть установлены надежные методы и средства периоди- ческого неразрушающего контроля, которые позволяли бы гарантировать прочность каждого соединения.

(6) Если для какой-либо части конструкции показано, что применение принципа допустимости повреждения является для нее практически невыполнимым, испытаниями частей конструкции или расчетом, подкрепленным испытаниями, должно быть показано выполнение одного из следующих двух условий:

(i) После усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения этой части конструкции катастрофическое разрушение не является вероятным и оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% наиболее критической максимальной эксплуатационной нагрузки; либо

(ii) Эта часть конструкции способна противостоять ожидаемым в эксплуатации переменным нагрузкам различной величины. Должны быть проведены испытания частей, фрагментов, элементов конструкции или образцов, достаточ- ные для установления коэффициента надежности по рассеянию долговечности и для определения влияния внешней среды. При обосновании следует учитывать, что сохранение остаточной прочности, соответствующей расчетной нагрузке, должно обеспечиваться вплоть до повреждения максимального необнаруживаемого размера.

(b) Металлическая конструкция планера. Если Заявитель в соответствии с требованиями 23.571(с) или 23.572(a)(3) принял решение об использовании принципа допустимости повреждения, анализ должен включать в себя определе- ние возможного расположения и вида повреждения, вызванного усталостью, коррозией или случайными факторами. Такое определение должно проводиться на основе расчета, подкрепленного результатами испытаний, и, при его наличии, на основе опыта эксплуатации. Должно быть рассмотрено многоочаговое усталостное повреждение, если конструкция такова, что можно ожидать возникно- вение повреждения этого типа. Анализ должен рассматривать подкрепленные экспериментальными данными расчеты, касающиеся переменных нагрузок и статической прочности. Размер повреждения, рассматриваемый при анализе остаточной прочности в любой момент времени в пределах эксплуатационной наработки самолета, должен включать в себя максимальное необнаруживаемое повреждение и последующий его рост под действием переменных нагрузок. В результате анализа остаточной прочности должно быть показано, что оставшаяся конструкция способна выдерживать наиболее критическую из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок, рассматриваемую в качестве расчетной нагрузки. Герметические кабины должны выдерживать следующие нагрузки:

(1) нормальное рабочее избыточное давление в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением совместно с оговоренными выше полетными условиями нагружения; и

(2) ожидаемое внешнее аэродинамическое давление в горизонтальном полете в сочетании с избыточным давлением в кабине, в 1,1 раза превышающим нормальное рабочее избыточное давление, без приложения каких-либо других нагрузок.

(c) __ .

23.574. Анализ переменных нагрузок и порядок поддержания летной годности.

(a) Анализ, проводимый в соответствии с требованиями настоящего подраздела, должен:

(1) включать типовой спектр нагружения (т.е. нагрузки при наземных режимах движения, цикл "земля-воздух-земля", маневренные нагрузки, нагрузки от атмосферной турбулентности);

(2) учитывать значимое взаимное влияние аэродинамических поверхностей;

(3) рассматривать значимое воздействие на нагружение конструкции, вызванное срывом потока от вращающегося воздушного винта и бафтинга, вызываемого действием сходящих вихрей.

(b) На основании результатов анализа, выполненного в соответствии с требованиями настоящего подраздела, должны быть предусмотрены осмотры и/или другие мероприятия, необходимые для предотвращения аварийного или катастрофического разрушения; они должны быть включены в разделы "Ограниче- ния летной годности" инструкций по сохранению летной годности, разрабатыве- мых в соответствии с требованиями 23.1529.

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