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.