ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСЛОВИЯ

25.361. Крутящий момент двигателя и

вспомогательной силовой установки (ВСУ)

(а) Подмоторная рама каждого двигателя и ВСУ и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(1) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощно­сти и скорости воздушного винта, действую­щий одновременно с 75% максимальной эк­сплуатационной нагрузки (см. позицию 1 в 25.333(b)).

(2) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воз­душного винта, действующий одновременно с максимальной эксплуатационной нагрузкой (см. позицию 1 в 25.333(b)); и

(3) Для турбовинтовых двигателей (в допол­нение к условиям пунктов (a)(1) и (2) данного параграфа) эксплуатационный крутящий мо­мент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, умно­женный на коэффициент, учитывающий отказ системы управления воздушным винтом, включая быстрое флюгирование воздушного винта, действующий одновременно с нагрузка­ми в горизонтальном полете с перегрузкой 1,0. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6.

(b) Для турбинных двигателей и ВСУ подмо­торные рамы и конструкции, поддерживающие их, должны быть сконструированы таким обра­зом, чтобы выдерживать воздействие:

(1) Максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя, рассматриваемой в каче­стве эксплуатационной, вызванной:

(i*) внезапной остановкой двигателя или ВСУ из-за неисправности, которая может про­явиться во временной потере мощности или способности создавать тягу и которая может вызвать их останов в результате воздействия вибраций;

(ii*) максимальным угловым ускорением вращающихся частей двигателя или ВСУ.

(1*) Максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя (ВСУ), рассматриваемой в качестве расчетной, вызванной остановкой двигателя или ВСУ из-за разрушения конструк­ции, включая разрушение лопатки вентилятора;

(2*) Условия нагружения, определенные в пункте (b)(2) данного параграфа, применяются также для конструкции крыла и фюзеляжа, на которой расположена силовая установка. При определении расчетных нагрузок, действую­щих на крыло и фюзеляж в этих условиях на­гружения, принимается коэффициент безопас­ности 1,25.

(c) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте (a) данного па­раграфа, получается путем умножения среднего крутящего момента при заданной тяге и скоро­сти 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 двигателей с четырьмя, тремя и двумя цилиндрами.

(а*) При применении пункта (а) данного па­раграфа к турбореактивным двигателям эк­сплуатационный крутящий момент должен быть равен максимальному моменту, возника­ющему при максимальном угловом ускорении вращающихся частей двигателя.

25.363. Боковая нагрузка на установки двигателя и ВСУ

(a) Установка каждого двигателя и ВСУ и поддерживающая конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении и равную по крайней мере эксплуатационной перегрузке при полете со скольжением, но не менее 1,33.

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

(а*) При расположении двигателя на крыле боковую нагрузку при направлении ее действия от оси самолета следует брать не менее, чем

Pz = ffl|rGfl/9,81,

где:

Gд — вес двигателя, кгс;

®х — максимальное значение угловой ско­рости крена, полученное в соответствии с усло­виями, заданными в 25.349, рад/с;

г — расстояние в плане от центра тяжести двигателя до продольной оси самолета, м.

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

25.365. Нагружение герметических кабин

Для самолетов с одним или более герметиче­ским отсеком следует иметь в виду, что:

(a) Конструкция самолета должна быть до­статочно прочной, чтобы выдерживать полет­ные нагрузки в сочетании с нагрузками от пере­пада давлений от нуля до максимальной вели­чины, допускаемой установкой редукционного клапана.

(b) Следует учитывать распределение наруж­ного давления в полете, концентрации напря­жений и влияние усталости.

(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 редукционного клапана, ум­ноженного на коэффициент 1,33 для самоле­тов, предназначенных для эксплуатации до вы­сот 13700 м, и на 1,67 для самолетов, предназ­наченных для эксплуатации на высотах более 13700 м, при этом остальные нагрузки не учи­тываются.

(e) Каждая конструкция, а также ее состав­ные компоненты или части, находящиеся вну­три или снаружи герметического отсека, пов­реждение которых может повлиять на продол­жение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстие в любом отсеке вследствие любого из следующих условий:

(1) Проникновение в кабину части конструк­ции двигателя после разрушения двигателя.

(2) Появление отверстия в любом гермети­ческом отсеке площадью вплоть до H0, однако, если нет достаточных оснований полагать, что отверстие будет ограничено малым отсеком, этот отсек может быть объединен с соседним герметическим отсеком и они оба могут рассма­триваться как один отсек. Площадь отверстия Н0 должна вычисляться по следующей формуле:

H) = PAS, где

Н0 — максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 м2;

As

р =—-+ 0 024

г 580 ^ ’

AS — максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендику­лярного продольной оси, м2.

(3) Появление максимального отверстия, образующегося из-за поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они практически невероятны.

(f) При доказательстве соответствия требова­ниям пункта (e) данного параграфа для опреде­ления вероятности разрушения конструкции или проникновения обломков двигателя и веро­ятных размеров отверстий могут быть рассмо­трены характеристики безопасного разрушения конструкции при условии, что также учитывает­ся возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и непреднамерен­ное открытие дверей. Более того, результирую­щие нагрузки от перепада давления должны ра­циональным или надежным способом сочетать­ся с нагрузками, соответствующими горизон­тальному полету, и с любыми нагрузками, воз­никающими в условиях аварийной разгермети­зации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные, однако любые деформации, связан­ные с этими условиями, не должны препятство­вать продолжению безопасного полета и осу­ществлению посадки. Следует также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.

(g) Перегородки, полы и отсеки герметиче­ских кабин для пассажиров и членов экипажа должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (e) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность полом­ки тех частей самолета, которые могут пора­нить пассажиров и членов экипажа, находя­щихся на своих местах.

25.367. Несимметричные нагрузки при отказе двигателя

(а) Самолет должен быть рассчитан на не­симметричные нагрузки, возникающие при от­казе критического двигателя. Для самолетов с четырьмя и более двигателями, если не показа­но, что одновременная или последовательная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии самолета является прак­тически невероятной, дополнительно необхо­димо рассмотреть такой отказ. Расчетные усло­вия в этом случае согласовываются с Компе­тентным органом.

Самолеты должны быть рассчитаны с учетом вероятных корректирующих действий пилота на органы управления полетом (для турбовин­товых самолетов в сочетании с единичным от­казом системы ограничения сопротивления воздушного винта — флюгирования) на следую­щие условия:

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

(2) В диапазоне скоростей от VMC до VC на­грузки, вызванные отсоединением компрессо­ра двигателя от турбины или потерей турбин­ных лопаток, следует рассматривать как эк­сплуатационные, однако указанный в 25.303 коэффициент безопасности может быть умень­шен до 1,25.

(3) Характер уменьшения тяги и увеличения сопротивления по времени в результате указан­ных случаев отказа двигателя следует подтвер­дить испытаниями или другими данными, при­менимыми к рассматриваемой комбинации двигатель — воздушный винт.

(4) Характер изменения по времени и вели­чину вероятного корректирующего действия пилота следует определять в запас, учитывая ха­рактеристики рассматриваемой комбинации двигатель — воздушный винт — самолет.

(b) Можно считать, что корректирующее действие пилота начинается в момент достиже­ния максимального угла скольжения, но не ра­нее чем через 2 с после отказа двигателя. Вели­чину корректирующего действия можно опре­делять в соответствии с эксплуатационными усилиями пилота, которые приведены в 25.397(c), за исключением того, что можно брать меньшие усилия, если расчетом или ис­пытаниями доказана достаточность этих усилий для парирования рысканья и крена, возника­ющих в указанных условиях отказа двигателя.

25.371. Гироскопические нагрузки

Конструкция, к которой крепится двигатель или ВСУ, должна быть рассчитана на нагрузки, включая гироскопические, возникающие в слу­чаях, указанных в параграфах 25.331, 25.341(а), 25.349, 25.351, 25.473, 25.479 и 25.481, при работе двигателя или ВСУ на режиме максимальных обо­ротов, соответствующих условиям полета. Для со­ответствия этому параграфу маневр тангажа по 25.331(с)(1) должен выполняться, пока не будет достигнута положительная эксплуатационная ма­невренная перегрузка.

25.373. 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 усло­вия симметричных маневров (см. 25.333 и 25.337), условия маневров рыскания (см. 25.351) и условия воздействия вертикальных и боковых порывов [см. 25.341(а)], при каждой конфигурации и при максимальной скорости полета, связанной с этой конфигурацией; и

(b) Если в этих устройствах предусматрива­ется автоматическое управление или ограниче­ние нагрузки, самолет должен быть рассчитан на условия маневра и действия порыва, кото­рые указаны в пункте (а) данного параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допуска­ются их механизмами.