РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ. ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ МАНЕВРОВ. И ПРИ ПОЛЕТЕ В НЕСПОКОЙНОМ. ВОЗДУХЕ

25.331. Условия симметричных маневров

(a) Методика. Для расчета маневров, указан­ных в пунктах (b) и (с) данного параграфа, при­меняются следующие положения:

(1) В случаях, когда рассматривается резкое отклонение органов управления, расчетная ско­рость отклонения поверхности управления не должна быть меньше скорости, которую может создать пилот при помощи системы управления.

(2) При определении углов отклонения руля вы­соты и при распределении нагрузок по хорде в условиях выполнения маневров, указанных в пунктах (b) и (c) данного параграфа, должно быть принято во внимание влияние соответствующих угловых скоростей тангажа. Должны быть рассмо­трены как условия сбалансированного полета, так и условия разбалансировки, определенные в 25.255.

(b) Условия установившегося маневра. В

предположении, что самолет уравновешен с ну­левым угловым ускорением относительно по­перечной оси, рассматриваются условия мане­вра от позиции 1 до 7 на огибающей условий полета при маневрах, приведенной в 25.333(b).

(c) Условия маневра по тангажу. Должны быть исследованы условия, указанные в пунктах (с)(1) и (2) данного параграфа. Движение управляющих поверхностей по тангажу может быть уточнено с учетом ограничений по максимальным усилиям пилота, указанным в 25.397(с), по упорам в систе­ме управления и по любым косвенным эффек­там, вызванным ограничениями в выходных ха­рактеристиках системы управления (например, ограничения скорости отклонения бустеров).

(1) Максимальное отклонение управляющей по­верхности на скорости VА. Самолет рассматри­вается на режиме установившегося горизон­тального полета [позиция 8 в 25.333(b)] и штур­вал (ручка) резко отклоняется с целью создания предельного положительного ускорения танга­жа (кабрирования). При определении нагрузки на хвостовое оперение должна быть принята во внимание реакция самолета на отклонение по­верхности управления. Не требуется рассма­тривать нагрузки на самолет, действующие по­сле того, как нормальная перегрузка в центре тяжести достигнет значения, равного положи­тельной эксплуатационной маневренной пере­грузке, или нормальная составляющая резуль­тирующей нагрузки на оперение достигнет максимума, в зависимости от того, что наступа­ет раньше.

(2) Контролируемый маневр между скоростями

А и VD. Должно быть рассмотрено выполнение следующих маневров при отклонении поверх­ностей управления тангажом. Самолет перво­начально находится в полете в уравновешен­ном состоянии с перегрузкой пх = 1 при любой скорости в диапазоне от VA до VD. Необходимо исследовать контролируемые продольные ма­невры до значений перегрузки пп и пш, при этом перегрузки достигают максимальной ве­личины в переходном режиме.

ПП=<а*(а); Пш=1- ДПман, НО |пш| ,

где: An^ = -1; п^, и (см. 25.337).

Принимается, что маневры выполняются сле­дующим образом: штурвал (ручка) резко от­клоняется в одном направлении, затем в дру­гом до положения, наиболее удаленного от ис­ходного положения, прежде чем возвращается к нему. Зависимость отклонения штурвала (ручки) X по времени может быть представлена в виде:

X = ХМ sin(rot),

где:

XM — амплитуда отклонения штурвала (ручки); ю — круговая частота незатухающих собствен­ных короткопериодических колебаний самоле­та как жесткого тела, но не менее чем 2л/Г, где T = 4Уд/У [с], а VA — расчетная маневренная скорость и V — рассматриваемая скорость; при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.

Как правило, достаточно проанализировать 3/4 периода отклонения, предполагая, что возвраще­ние штурвала (ручки) производится более плав­но. Амплитуда отклонения штурвала (ручки) XM подбирается так, чтобы максимальное значение перегрузки в центре тяжести самолета достигало величины не менее (по абсолютной величине), чем пп при начальном отклонении на себя или пш при начальном отклонении от себя, если это­му не препятствуют ограничения, указанные вы­ше в пункте (с). Однако, если эти перегрузки не достигаются при максимально возможном с уче­том ограничений в системе управления отклоне­нии штурвала (ручки), следует расчеты провести при больших значениях XM, но фактические зна­чения X устанавливаются с учетом этих ограни­чений («усеченная синусоида»).

Примечания: 1. Если аэродинамические характери­стики самолета имеют существен­ную нелинейность, величину ш можно определять путем линеари­зации характеристик при параме­трах движения, соответствующих установившемуся горизонтальному полету. При этом следует дополни­тельно рассмотреть маневры при ча­стотах, отличных от «линеаризиро­ванной» частоты на ±10% с соблю­дением указанного ограничения.

2. Величину ш следует определять с учетом имеющейся на самолете си­стемы автоматического управления (САУ) как при нормальном ее функ­ционировании, так и при отказном состоянии.

25.333. Огибающая условий полета при маневрах

(a) Общие положения. Соответствие требова­ниям к прочности должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета при маневрах [диаграмма «V — п» в пункте (b) данного парагра­фа]. Эта огибающая должна быть также использо­вана при определении эксплуатационных ограни­чений по прочности в соответствии с 25.1501.

(b) Огибающая условий полета при маневрах

25.335. Расчетные воздушные скорости

Принятые расчетные скорости полета явля­ются индикаторными скоростями (EAS). Вели­чины скоростей VS0 и VS1 должны определяться надежным образом.

(a) Расчетная крейсерская скорость VC. Для

скорости VC принимаются следующие условия:

(1) Минимальная величина VC должна быть значительно больше VB, чтобы учесть непред­виденное увеличение скорости, которое может произойти в результате сильной турбулентно­сти атмосферы.

(2) За исключением того, что указано в 25.335(d)(2), VC не может быть меньше, чем VB + 1,32Uref [Uref определяется в 25.341(а)(5)(і)]. Однако не требуется, чтобы VC превышала мак­симальную скорость в горизонтальном полете при максимальной продолжительной мощно­сти на соответствующей высоте.

(3) На высотах, где скорость VD ограничена числом М, скорость VC также может быть огра­ничена выбранным числом М.

(b) Расчетная скорость пикирования VD. Рас­четная скорость пикирования должна быть вы­брана такой, чтобы VC/MC было не более 0,8 VD/MD, или такой, чтобы минимальный за­пас скорости между VC/MC и VD/MD был равен наибольшей из величин, определяемых согласно пунктам (b)(1) и (2) данного параграфа.

(1) Предполагается, что самолет должен быть выведен из установившегося режима по­лета на скорости VC/MC и в течение 20 с лететь по траектории с наклоном на 7,5° ниже перво­начальной, а затем переведен на кабрирование до перегрузки 1,5 (приращение перегрузки 0,5). Воз­растание скорости при выполнении этого мане­вра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запа­сом аэродинамические данные. Предполагается, что до начала ввода в кабрирование режим работы двигателей выдерживается в соответствии с 25.175(b)(1)(iv); в момент начала кабрирования допускается уменьшение мощности и примене­ние аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.

(2) Минимальный запас скорости должен быть достаточным на случай изменения атмо­сферных условий (таких, как горизонтальные порывы, попадание в струйные течения и хо­лодные фронты), а также для учета погрешно­стей приборов и производственных отклоне­ний в конструкции планера самолета. Эти фак­торы разрешается рассматривать на вероят­ностной основе. Однако на высоте, на которой величина Мс ограничена явлениями сжимае­мости, этот запас скорости по числу М должен быть не менее 0,07, если только меньший запас не определен рациональным анализом, учиты­вающим влияние имеющихся на самолете авто­матических систем. В любом случае, этот запас не должен быть менее 0,05.

(c) Расчетная маневренная скорость VA. Для

скорости VA принимаются следующие условия:

(1) Скорость VA не может быть меньше, чем VS1^n, где:

n — максимальная эксплуатационная мане­вренная перегрузка при скорости Vc;

VS1 — скорость сваливания при убранных закрылках.

(2) Скорости VA и VS1 должны быть опреде­лены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.

(3) Не требуется, чтобы скорость VA была больше, чем VC, или чем скорость, при которой кривая, соответствующая CNmax, пересекает ли­нию максимальной эксплуатационной мане­вренной перегрузки (принимается меньшая из величин).

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

(1) Скорость VB не может быть меньше, чем

ки fvc£

g ref С N

16%

VSI — скорость сваливания при убранной ме­ханизации и рассматриваемом весе самолета, приведенная к единичной перегрузке при CN max, м/с;

CN max — максимальный коэффициент нор­мальной силы самолета;

VC — расчетная индикаторная крейсерская скорость, м/с;

Uref— эффективная индикаторная скорость порыва, определяемая согласно 25.341(а)(5)(і), м/с;

G/S — удельная нагрузка на крыло при рас­сматриваемом весе самолета, кгс/м2;

0,88ц

— коэффициент ослабления порыва;

— массовый параметр самолета;

pbCNg

2/ 4

р — плотность воздуха, кгс. с /м ;

b — средняя геометрическая хорда, м;

g — ускорение свободного падения, м/с2;

Cn — производная коэффициента нормаль­ной силы самолета по углу атаки, 1/рад.

(2) На высотах, где VC ограничена числом М:

(i) скорость VB может быть выбрана так, что­бы обеспечить оптимальный запас относитель­но границ низко — и высокоскоростного баф — тинга; и

(ii) не требуется, чтобы скорость VB была больше скорости Vc.

(e) Расчетная скорость полета при выпущенной механизации крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъем­ной силы) VF. Для определения скорости VF при­нимаются следующие условия:

(1) Расчетная скорость полета для каждого положения механизации крыла [установленно­го в соответствии с 25.697(a)] должна быть зна­
чительно больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего этапа полета (включая уход на второй круг), чтобы иметь возможность изменять скорость полета и положение механизации крыла.

(2) Скорость VF не может быть меньше, чем:

(i) 1,6.VS1 при взлетном положении механи­зации и при максимальном взлетном весе само­лета;

(ii) 1,8.VS1 при механизации, отклоненной для захода на посадку, и при максимальном по­садочном весе;

(iii) 1,8.VS0 при механизации в посадочном по­ложении и при максимальном посадочном весе.

(3) Если применяется автоматическое упра­вление положением механизации или устрой­ство для ограничения нагрузок, можно прини­мать величины скоростей и соответствующие положения механизации, обеспечиваемые этим устройством.

(f) Расчетные скорости для тормозных устройств VDD. Выбранная расчетная скорость для каждого тормозного устройства должна быть значительно выше скорости, рекомендо­ванной для эксплуатации устройства, чтобы учесть возможные изменения в регулировке этой скорости. Для тормозных устройств, пред­назначенных для применения при снижении с большой скоростью, значение VDD не должно быть меньше VD. Когда применяются автома­тические средства управления положением тормозных устройств или ограничения нагруз­ки на них, должны приниматься в расчет ско­рости и соответствующие положения тормоз­ного устройства, обеспечиваемые этими авто­матическими средствами.

25.337. Эксплуатационные

маневренные перегрузки

(a) За исключением случаев полета при мак­симальном (статическом) коэффициенте по­дъемной силы, предполагается, что самолет вы­полняет симметричные маневры, при которых действуют эксплуатационные маневренные перегрузки, указанные в данном разделе. Сле­дует учитывать угловую скорость тангажа, соот­ветствующую маневрам на кабрирование и установившимся виражам.

(b) Максимальная (положительная) эксплу­атационная маневренная перегрузка для

любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем 2,1 +g1f8495°40 , но величина не

может быть меньше 2,5 и больше 3,8, где G — максимальный расчетный взлетный вес, кгс.

(c) Минимальная (отрицательная) эксплуа­

тационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до VD должна быть по абсолют­ной величине не меньше 1,0, т. е. <—1,0.

(d) Меньшие, чем указанные в данном парагра­фе значения маневренных перегрузок, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если кон­
структивные особенности самолета делают невоз­можным превышение этих величин в полете.

25.341. Нагрузки от порывов и турбулентности

(a) Расчетные условия дискретного порыва.

Предполагается, что в горизонтальном полете са­молет подвергается воздействию симметричных вертикальных и боковых порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные нагрузки должны определяться следующим образом:

(1) Нагрузки на каждую часть конструкции должны быть получены из динамического рас­чета. При расчете следует принять во внимание нестационарные аэродинамические характери­стики и все существенные степени свободы са­молета, включая его движение как твердого тела.

(2) Форма порыва принимается в виде

U(s) = ^ 2

для 0 < s < 2H,

U(s) = 0 для s > 2H, где

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

Uds — индикаторная скорость порыва, зада­ваемая в пункте (a)(4) данного параграфа, м/с;

H — длина участка нарастания порыва (расстоя­ние от начала порыва до его максимального значе­ния, измеренное вдоль траектории полета), м.

(3) На каждой из скоростей VC и VD следует рассмотреть достаточное число значений гра­диентных участков порыва H в диапазоне от 9,2 до 106,8 м с тем, чтобы найти критическую ре­акцию для каждой нагрузки.

(4) Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой:

UdS = 106,8)1 , где

Uref — эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (а)(5) данного па­раграфа, м/с;

Fg — коэффициент снижения порыва, опре­деляемый профилем полета и задаваемый в пункте (а)(6) данного параграфа.

(5) Рассматриваются следующие значения эффективных скоростей порывов:

(i) на расчетной скорости полета VC: на уровне моря положительная и отрицательная эффективная индикаторная скорость порыва равна 17,1 м/с. Значение эффективной индика­торной скорости порыва может быть линейно уменьшено от 17,1 м/с на уровне моря до 13,4 м/с на высоте 4570 м. Значение эффектив­ной индикаторной скорости порыва может быть линейно еще уменьшено с 13,4 м/с на вы­соте 4570 м до 7,95 м/с на высоте 15250 м;

(ii) на расчетной скорости VD: значение эф­фективной скорости порыва составляет 0,5 от значения, приведенного в пункте (а)(5)(і) данного параграфа.

(6) Коэффициент снижения порыва Fg дол­жен линейно увеличиваться с высотой от вели­чины на уровне моря до величины, равной 1,0, на максимальной эксплуатационной высоте (см. 25.1527). На уровне моря коэффициент снижения порыва в зависимости от профиля полета определяется следующим выражением:

Fg = 0,5(Fgz + FgmX где

Fgz = 1 — (Zmo/ 76200);

Fgm= ;

R1 — отношение максимального посадочно­го веса к максимальному взлетному весу;

R2 — отношение максимального веса без то­плива к максимальному взлетному весу;

Zmo — максимальная высота полета, возмож­ная в эксплуатации (см. 25.1527), м.

(7) Если при анализе нагружения учитывает­ся система повышения устойчивости, при определении эксплуатационных нагрузок от действия порывов должны быть учтены все су­щественные нелинейности в работе системы.

(b) Расчетные условия непрерывной турбулентно­сти. Должна быть принята во внимание динамиче­ская реакция самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность. Расчетные условия непрерывной турбулентности для определения ди­намической реакции самолета должны быть при­няты в соответствии с Приложением G.

25.343. Расчетные веса топлива и масла

(a) Должны быть рассмотрены все комбина­ции веса коммерческой загрузки самолета, ве­сов топлива и масла в диапазоне от нулевого до выбранного максимального веса. Разрешается устанавливать резервный остаток топлива не больше, чем на 45 мин полета в условиях эк­сплуатации, указанных в 25.1001(e) и (f).

(b) Если резервный остаток топлива устано­влен, то он должен приниматься в качестве ми­нимального веса топлива при доказательстве соответствия требованиям данного раздела к полетным нагрузкам. Кроме того:

(1) Расчет конструкции должен быть произ­веден без топлива и масла в крыле при эксплу­атационных нагрузках, соответствующих:

(1) маневренной перегрузке, равной +2,25;

(ii) расчетным условиям порыва, определенным

в 25.341(а), но при расчетных скоростях порывов, равных 85% от значений, заданных в 25.341(а)(4).

(2) При определении усталостных характе­ристик конструкции необходимо принять во внимание любое увеличение напряжений, по­лученных при расчетных условиях, указанных в пункте (b)(1) данного параграфа; и

(3) Требования, относящиеся к флаттеру, деформациям и вибрациям, также должны обеспечиваться при нулевом запасе топлива.

25.345. Устройства для увеличения

подъемной силы

(a) Если во время взлета, захода на посадку или при посадке используется механизация крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной си­лы), для расчета принимается, что на скоро­стях вплоть до VF, указанной в 25.335(e), на са­молет с механизацией, установленной в соот­ветствующее положение, действуют нагрузки:

(1) При установившемся маневре — соответ­ствующие положительным эксплуатационным перегрузкам вплоть до 2,0 и перегрузке 0 [см. позиции 5, 6, 7 в 25.333(b)].

(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с, направлен­ных нормально траектории горизонтального полета. Нагрузки от порывов, приходящиеся на каждую часть конструкции самолета, должны быть определены рациональным расчетом. В расчете должны быть приняты во внимание не­стационарные аэродинамические характери­стики и движение самолета как твердого тела. Форма порыва определена в 25.341 (а)(2), при этом принимается, что Uds = 7,6 м/с, H = 12,5b, где b — средняя геометрическая хорда крыла, м.

(1*) При контролируемом маневре — в соот­ветствии с 25.331(c)(2) со следующими исход­ной и предельными перегрузками: щ = 1,0; пп = 2,0 и пш = 0.

(b) Самолет должен быть рассчитан при условиях, указанных в пункте (а) данного па­раграфа, за исключением того, что не требует­ся, чтобы перегрузка превышала 1,0, с учетом следующих условий, действующих раздельно:

(1) Спутной струи за воздушным винтом и за двигателем (двигателями), соответствующей максимальной продолжительной мощности при расчетной скорости с выпущенной механи­зацией крыла VF и взлетной мощности при ско­рости не менее, чем 1,4 критической скорости сваливания при рассматриваемом положении механизации и соответствующем максималь­ном весе.

(2) Встречного порыва с индикаторной скоростью 7,6 м/с.

(c) Если механизация крыла применяется в условиях полета по маршруту, принимается, что при механизации, находящейся в соответ­ствующем положении на любой скорости вплоть до скорости полета, разрешенной для этих условий, самолет подвергается симме­тричным нагрузкам:

(1) От маневра с максимальной (положи­тельной) эксплуатационной перегрузкой, ука­занной в 25.337(b).

(2) От дискретных вертикальных порывов, указанных в 25.341(a).

(d) Самолет должен быть рассчитан на на­грузки при установившемся маневре при макси­мальном взлетном весе с перегрузкой 1,5 и с ме­ханизацией крыла в посадочной конфигурации.

25.349. Условия вращения по крену

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки при условиях вращения по крену, указанных в пунктах (а) и (b) данного параграфа. Неуравно­вешенные аэродинамические моменты относи­тельно центра тяжести должны уравновеши­ваться моментом от инерционных сил точным расчетом или расчетом в запас.

(a) Маневр. Рассматриваются условия вы­полнения маневра при скоростях полета и углах отклонения элеронов (кроме тех случаев, когда отклонения могут быть ограничены усилием пилота или мощностью бустера) в комбинации с нулевой перегрузкой и с перегрузкой, равной 2/3 эксплуатационной маневренной перегруз­ки, принятой при расчете самолета на проч­ность. При определении потребных углов от­клонения элеронов следует учитывать влияние упругости крыла в соответствии с 25.301(c).

(1) Должно быть исследовано вращение с установившейся скоростью крена. Кроме того, должно быть рассмотрено действие макси­мального углового ускорения для самолетов, имеющих двигатели или другие сосредоточен­ные вне фюзеляжа грузы. При вращении с угловым ускорением можно принять, что ско­рость крена равна нулю, если нет более точных данных об изменении маневра по времени, од­нако угловое ускорение более 3 рад/с2 не при­нимается.

(2) При скорости VA предполагается резкое отклонение элеронов до упора.

(3) При скорости Vc угол отклонения элеро­нов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не меньше достигнутой при условиях пункта (a)(2) данного параграфа.

(4) При скорости VD угол отклонения элеро­нов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не менее 1/3 величины, достигнутой при условиях пункта (а)(2) данного параграфа.

(b) Несимметричные порывы. Предполагает­ся, что самолет, находящийся в горизонталь­ном полете, подвергается воздействию несим­метричных вертикальных порывов. Результи­рующие эксплуатационные нагрузки должны быть рассчитаны исходя из максимальных аэро­динамических нагрузок на крыло, определен­ных непосредственно по 25.341(а), или из мак­симальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных косвенным путем по вер­тикальной перегрузке, рассчитанной по 25.341(а). При этом принимается, что на одну половину крыла действует 100% аэродинами­ческой нагрузки, а на другую — 80%.

(а*) Маневр с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. Рассматривается резкое отклоне­ние элеронов на угол, лимитируемый конструк­тивным ограничением, максимальной мощно­стью бустера или максимальным усилием пило­та, при скорости VF в сочетании с перегрузкой п = 1,5. Должно быть исследовано установивше­еся и неустановившееся вращение в соответ­ствии с пунктом (a)(1) данного параграфа.

25.351. Условия маневра рыскания

Самолет должен быть рассчитан на нагруз­ки, полученные при маневре рыскания в усло­виях, указанных в пунктах (a), (b) и (d) данного параграфа на скоростях от VMC до VD. Неура­вновешенные аэродинамические моменты от­носительно центра тяжести должны уравнове­шиваться моментами инерционных сил точ­ным расчетом или расчетом в запас. При расче­те нагрузок на оперение скорость рысканья мо­жет быть принята равной нулю.

(a) Предполагается, что у самолета, находя­щегося в режиме установившегося горизон­тального полета с нулевым углом скольжения, орган управления рулем направления (педаль) резко отклоняется для получения результирую­щего отклонения руля направления, ограни­ченного:

(1) Упорами в проводке управления или на управляющей поверхности.

(2) Максимальным усилием бустера или эк­сплуатационным усилием пилота 136 кгс на скоростях от VMC до VA и 91 кгс на скоростях от VC/MC до VD/MD с линейным изменением уси­лия между VA и VC/MC.

(b) При отклонении педали, определяемом в пункте (a) данного параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.

(c) [Зарезервирован].

(d) При максимальном угле скольжения, определяемом в пункте (b) данного параграфа, принимается, что педаль резко возвращается в нейтральное положение.