УПРАВЛЯЕМОСТЬ И МАНЕВРЕННОСТЬ
(a) Самолет должен безопасно управляться и выполнять необходимые маневры при:
(1) Взлете.
(2) Наборе высоты.
(3) Горизонтальном полете.
(4) Снижении.
(5) Посадке.
(b) Должен обеспечиваться плавный переход от одного режима полета к другому; при этом не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота, а также не должна возникать опасность превышения эксплуатационных ограничений самолета, указанных в РЛЭ, во всех возможных эксплуатационных условиях и режимах, включая:
(1) Случай внезапного отказа критического двигателя.
(2) Для самолетов с тремя или более двигателями — случай внезапного отказа второго критического двигателя, когда самолет находится в конфигурации для полета по маршруту, захода на посадку или посадки в сбалансированном полете с неработающим критическим двигателем; и
(3) Изменения конфигурации, включая выпуск и уборку тормозных устройств.
(c) В таблице, представленной ниже, приведены максимальные усилия на рычагах управления, допустимые в процессе испытаний, требуемых пунктами (а) и (b) данного параграфа для обычных рычагов управления штурвального типа.
(d) При демонстрации соответствия ограничений кратковременно прилагаемых усилий, указанных в пункте (с) данного параграфа, должны применяться одобренные эксплуатационные процедуры или общепринятая эксплуата
ционная практика. Самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному на предшествующем режиме установившегося полета. При взлете самолет должен быть сбалансирован в соответствии с одобренными процедурами эксплуатации.
(e) При демонстрации соответствия требованиям ограничений продолжительно действующих сил, указанных в пункте (с) данного параграфа, самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному.
(f) При выполнении маневров на постоянной скорости или постоянном числе M (вплоть до VFC/MFC или VFE) усилия на рычагах продольного управления и градиент усилий на рычаге продольного управления по перегрузке должны быть в приемлемых пределах. Усилия на рычагах продольного управления не должны быть настолько большими, чтобы требовать от пилота чрезмерных усилий при выполнении маневра, и не должны быть настолько малыми, чтобы самолет мог быть легко и непроизвольно выведен на недопустимые перегрузки. Изменение градиента усилий по перегрузке, которое происходит при изменении перегрузки, не должно создавать существенных трудностей при управлении самолетом, а местные градиенты не должны быть настолько малыми, чтобы возникала опасность передозирования рычагов при управлении самолетом.
(a) На всех скоростях в диапазоне от балансировочной скорости, предписанной в 25.103(b)(1), до скорости VS должна иметься возможность опустить нос самолета, чтобы обеспечить быстрый разгон до упомянутой выбранной балансировочной скорости при следующих условиях:
(1) Самолет сбалансирован на скорости, предписанной в 25.103(b)(1).
(2) Шасси выпущено.
(3) Закрылки:
(i) в убранном; и
(ii) в выпущенном положениях.
(4) Двигатели работают на режиме:
(i) полетного малого газа; и
(ii) максимальной продолжительной тяги.
(b) При выпущенном шасси во время демонстрации каждого из следующих маневров не должно требоваться изменение положения рычагов управления балансировкой и создание усилий свыше 23 кгс (которое является максимальным кратковременно прилагаемым усилием, легко развиваемым одной рукой):
(1) При убранном газе, убранных закрылках и при балансировке самолета на скорости 1,4 VS1 выпустить с максимальной быстротой закрылки, выдерживая воздушную скорость приблизительно на 40% выше скорости свалива
ния, имеющей место в любой момент на протяжении всего маневра.
(2) Повторить маневр, указанный в пункте
(b) (1) данного параграфа, но сначала выпустить закрылки, а затем с максимальной быстротой убрать их.
(3) Повторить маневр, указанный в пункте (b)(2) данного параграфа, но на мощности или тяге двигателей для ухода на второй круг.
(4) С убранным газом и убранными закрылками и при балансировке самолета на скорости
1.4 VS1 быстро перевести двигатели на режим тяги или мощности для ухода на второй круг, выдерживая постоянной воздушную скорость.
(5) Повторить описанный в пункте (b)(4) данного параграфа маневр, но с выпущенными закрылками.
(6) С убранным газом, выпущенными закрылками и при балансировке самолета на скорости
1.4 VS1, достичь и выдерживать воздушную скорость в диапазоне от 1,1 VS1 до 1,7 VS1 или VFE, в зависимости от того, какая из них меньше.
(c) Пилот, не обладающий исключительно высоким мастерством пилотирования, должен иметь возможность не допускать потери высоты в процессе полной уборки средств механизации крыла из любого положения в установившемся, прямолинейном горизонтальном полете со скоростью 1,1 VS1 для самолетов с винтовыми двигателями или 1,2 VS1 для самолетов с ТРД при:
(1) Одновременном переводе двигателей на режим мощности или тяги, соответствующий уходу на второй круг;
(2) Выпущенном шасси; и
(3) Критических сочетаниях посадочных весов и высот.
(d) Если предусмотрены фиксированные положения рычага управления средствами механизации крыла, то требования пункта (с) данного параграфа применяются при демонстрации уборки средств механизации крыла из любого положения, начиная от максимального посадочного до первого фиксированного положения, между промежуточными фиксированными положениями и от последнего фиксированного положения до положения полной уборки.
Требования пункта (c) данного параграфа относятся также к уборке механизации крыла из каждого одобренного посадочного положения рычага управления до положения(ний), определяемого(ых) конфигурацией(ями) средств(а) механизации крыла, используемо — го(ых) при установлении процедуры ухода на второй круг из этого посадочного положения.
Кроме того, первое фиксированное положение рычага управления после посадочного положения должно соответствовать конфигурации средств механизации крыла, используемых при процедуре ухода на второй круг от посадочной конфигурации самолета. Каждое фиксированное положение рычага управления должно требовать отдельного и определенного перемещения рычага управления для прохода через фиксированное положение и должно быть таким, чтобы исключалось непроизвольное перемещение рычага управления через фиксированное положение. Должна быть только одна возможность выполнения такого отдельного и определенного перемещения рычага управления, если рычаг управления достиг своего проходного упора.
(а*) На режимах полета и при конфигурациях самолета, рекомендованных РЛЭ, в диапазоне перегрузок от ny = 0,7 до ny мах, установленной РЛЭ, и при балансировке по усилиям в установившемся прямолинейном полете производные dPв/dnу и dХв/dny должны быть отрицательными, и рекомендуется, чтобы по абсолютной величине dPв/dny была не менее 10 кгс, а dХв/dny — не менее 5 см. Рекомендуется, чтобы усилия на штурвале, потребные для создания максимальной эксплуатационной перегрузки пэу, до срабатывания сигнализации о
приближении к сваливанию в конфигурации, рекомендуемой РЛЭ для полета по маршруту, при балансировке самолета по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета по абсолютной величине были не менее 25 кгс.
(b*) На режимах полета и при конфигурациях самолета, рекомендованных РЛЭ, при балансировке самолета по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета производные dPв/dny и dXe/dny должны быть отрицательными до перегрузки ny = 0,5. При дальнейшем уменьшении перегрузки до n = 0 или до достижения n, установленной Рлэ , если n. < 0,
y min7 J 7 y min 7
либо до перегрузки, соответствующей полному отклонению штурвала от себя, допускается изменение знака производных dPв/dny и dXe/dny. В этих случаях уменьшение усилий на штурвале не должно превышать 30% от их максимальной величины. На минимальной достигнутой перегрузке усилия в продольном управлении должны превышать усилия трения в системе продольного управления не менее чем в 3 раза.
(c*) Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование.
(d*) Запас эффективности продольного управления при подъеме носового колеса и отрыве самолета, а также при посадке, в том числе в момент касания с ny = 1, должен быть не менее 10%.
25.141. Путевая и поперечная управляемость
(а) Путевая управляемость. Общие положения. Должна иметься возможность при нулевом крене совершать разворот в сторону работающего двигателя и безопасно выполнять достаточно резкое изменение курса до 15° в направлении критического неработающего двигателя. Это должно быть показано на скорости 1,4 VS1 для изменений курса до 15° (за исключением того, что нет необходимости превышать изменение курса, при котором усилие на педалях руля направления составляет более 68 кгс) при следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.
(2) Двигатели работают на режиме, потребном для горизонтального полета со скоростью
1,4 VS1, но не выше максимального продолжительного режима.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(4) Шасси убрано.
(5) Закрылки находятся в положении для захода на посадку.
(6) Самолет имеет максимальный посадочный вес.
(b) Путевая управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны отвечать требованиям пункта (а) данного параграфа и кроме того:
(1) Два критических двигателя не работают, а их воздушные винты (если имеются) находятся в положении, создающем минимальное сопротивление.
(2) [Зарезервирован].
(3) Закрылки должны находиться в наиболее благоприятном положении для набора высоты.
(c) Поперечная управляемость. Общие положения. Самолет должен допускать выполнение виражей с креном 20° в сторону неработающего двигателя и в противоположную из режима установившегося полета при скорости 1,4 VS1 при следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, а его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.
(2) Остальные двигатели работают на максимальном продолжительном режиме.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(4) Шасси (i) убрано, и шасси (ii) выпущено.
(5) Закрылки находятся в наиболее благоприятном положении для набора высоты.
(6) Самолет имеет максимальный взлетный вес.
(d) Поперечная управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны выполнять виражи с креном 20° в сторону неработающих двигателей и в противоположную сторону из режима установившегося полета при скорости 1,4 VS1, максимальном продолжительном режиме работы двигателей и конфигурации самолета, указанной в пункте (b) данного параграфа.
(e) Поперечная управляемость: все двигатели работают. При работе всех двигателей реакция самолета по крену должна быть достаточной для выполнения обычных маневров (таких, как вывод из кренов, вызванных порывами ветра) и для начала маневра отворота. Запас поперечного управления при боковом скольжении (вплоть до углов скольжения, которые могут потребоваться в обычных эксплуатационных условиях) должен допускать ограниченное маневрирование и парирование порывов ветра. Поперечная управляемость должна быть достаточной при всех скоростях вплоть до VFC/MFC для создания наибольшей угловой скорости крена, обеспечивающей безопасность полета, не требуя от пилота чрезмерных усилий или перемещений рычагов управления.
(а*) Эффективность поперечного управления должна обеспечивать вывод самолета из установившегося разворота с креном 30° и ввод в разворот противоположного направления с креном 30° при отклонении органа управления по крену не более чем на 90°, за время не более 7 с на режимах:
(1) Взлета на скорости V2 со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.
(2) Захода на посадку на скорости VREF со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.
(3) На крейсерских режимах и режимах набора высоты и снижения. В диапазоне скоростей VMO — VD (MMO — MD) допускается уменьшение эффективности поперечного управления.
(b*) Уменьшение угловой скорости крена в процессе кренения самолета на режимах, указанных в пункте (а*) данного параграфа, при неизменных положениях рычагов управления не должно быть большим, по оценке пилота, и не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания.
(c*) Характеристики переходных процессов при отказе критического двигателя и невмешательстве пилота в управление в течение 5 с после отказа должны быть такими, чтобы исключался выход самолета за эксплуатационные ограничения по углу атаки (перегрузке) и углу скольжения; рекомендуется, чтобы угол крена при этом не превышал 30°.
Указанное требование должно выполняться (при исходной балансировке самолета по усилиям в полете со всеми работающими двигателями) на режимах:
(1) Установившегося набора высоты во взлетной конфигурации на взлетном режиме работы двигателей и рекомендованной РЛЭ скорости для полета со всеми работающими двигателями.
(2) Установившегося набора высоты в конфигурации полета по маршруту на режиме работы двигателей и в диапазоне скоростей, рекомендованных РЛЭ.
(3) Захода на посадку в посадочной конфигурации на режиме работы двигателей, потребном для снижения с градиентом 5% на скоростях захода на посадку VREF, рекомендованных РЛЭ.
(4) Ухода на второй круг в конфигурации, предусмотренной для ухода на режиме работы двигателей и на скоростях, рекомендованных РЛЭ.
25.149. Минимальная эволютивная скорость
(a) При установлении минимальных эволю — тивных скоростей, требуемых настоящим параграфом, метод, используемый для имитации отказа критического двигателя, должен отображать наиболее критический в отношении управляемости вид отказа силовой установки в отношении управляемости, ожидаемый в эксплуатации.
(b) Скорость VMC является земной индикаторной скоростью, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°.
(c) Скорость VMC не должна превышать 1,2 VS при следующих условиях:
(1) Двигатели работают на режиме располагаемой максимальной взлетной тяги.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для взлета.
(4) Самолет имеет максимальный взлетный вес на уровне моря (или любой меньший вес, необходимый для демонстрации скорости VMC).
(5) Конфигурация самолета соответствует наиболее критической взлетной конфигурации, которая имеет место на траектории полета после отрыва самолета от земли, за исключением того, что шасси убрано.
(6) Самолет находится в воздухе и влияние земли не учитывается; и
(7) Если применимо, воздушный винт неработающего двигателя:
(i) авторотирует;
(ii) находится в наиболее вероятном положении для данной конструкции системы управления воздушным винтом; или
(iii) зафлюгирован, если самолет оборудован устройством автоматического флюгирования, приемлемым для показа соответствия требованиям к набору высоты, изложенным в 25.121.
(d) Усилия на педалях, потребные для сохранения управляемости на скорости VMC, не должны превышать 68 кгс, а также не должна возникать необходимость в уменьшении тяги или мощности работающих двигателей.
При восстановлении режима полета самолет не должен занимать какие бы то ни было опасные положения в пространстве или не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота для предотвращения изменения курса более чем на 20°.
(e) VMCG (минимальная эволютивная скорость разбега) является земной индикаторной скоростью в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя пилот средней квалификации может сохранять управление самолетом с использованием только руля направления (без использования управления передним колесом шасси) при ограничении усилия величиной 68 кгс и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положению для обеспечения безопасного продолжения взлета. При определении скорости VMCG, допуская, что траектория движения самолета, разгоняющегося со всеми работающими двигателями, проходит вдоль осевой линии ВПП, траектория движения самолета от точки отказа критического двигателя до точки, в которой завершается возвращение на направление, параллельное осевой линии, не должна отклоняться в любой точке более чем на 10 м от осевой линии ВПП. Скорость VMCG должна устанавливаться при следующих условиях:
(1) Конфигурация самолета соответствует взлетной конфигурации или (по выбору Заявителя) наиболее критической взлетной конфигурации.
(2) Мощность или тяга соответствует максимальной располагаемой взлетной мощности или тяге работающих двигателей.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(4) Самолет сбалансирован для взлета.
(5) Вес самолета соответствует наиболее неблагоприятному весу в диапазоне взлетных весов.
(f) VMCL (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке со всеми работающими двигателями) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°. Скорость VMCL должна быть установлена при следующих условиях:
(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации для захода на посадку и посадки или (по выбору Заявителя для каждой конфигурации) со всеми работающими двигателями.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку со всеми работающими двигателями.
(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.
(5) Воздушный винт неработающего двигателя для самолетов с воздушными винтами находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3°; и
(6) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) соответствует(ют) режиму для ухода на второй круг.
(g) Для самолетов с тремя и более двигателями скорость VMCL-2 (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке с одним неработающим критическим двигателем) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа второго критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этими двумя неработающими двигателями и выдерживание режима прямолинейного полета с углом крена не более 5°. Скорость VMCL2 должна устанавливаться при следующих условиях:
(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации или (по выбору Заявителя, каждая конфигурация) для захода на посадку и посадки с одним неработающим критическим двигателем.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку с неработающим критическим двигателем.
(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.
(5) Для самолетов с воздушными винтами воздушный винт более критического неработающего двигателя находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3° и при этом воздушный винт другого неработающего двигателя во флюгерном положении.
(6) Мощность или тяга работающего(их) дви — гателя(ей), потребная для сохранения траектории захода на посадку с углом снижения в 3° с одним неработающим критическим двигателем; и
(7) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) быстро изменяется сразу после того как отказал второй критический двигатель, от мощности или тяги, предписанной в пункте (g)(6) данного параграфа, до:
(i) минимальной мощности или тяги; и
(ii) мощности или тяги, соответствующей режиму для ухода на второй круг.
(h) При демонстрации скоростей VMCL и VMCL-2:
(1) Усилие на педалях не должно превышать 68 кгс.
(2) Самолет не должен иметь опасных характеристик полета или требовать исключительного мастерства, быстроты реакции или физической силы пилота.
(3) Поперечное управление должно быть достаточно эффективным, чтобы создать крен самолета на угол 20° от начального положения установившегося полета, в направлении, необходимом для начала разворота в сторону, противоположную неработающему(им) двига — телю(лям), за время не более 5 с; и
(4) Для самолетов с воздушными винтами не должны возникать опасные характеристики полета при любом положении воздушного винта, которое возможно при отказе двигателя, или при любых вероятных последующих перемещениях средств управления воздушным винтом или двигателем.