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.