УПРАВЛЯЕМОСТЬ И МАНЕВРЕННОСТЬ

25.143. Общие положения

(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.

25.145. Продольное управление

(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.