НАЗЕМНЫЕ НАЕРУЗКИ

25.471. Общие положения

(а) Нагрузки и уравновешивание. Для эксплу­атационных наземных нагрузок:

(1) Эксплуатационные наземные нагрузки, определенные в соответствии с настоящим по­дразделом, следует считать внешними силами,

приложенными к конструкции самолета; и

(2) В каждом указанном случае внешние на­грузки должны быть уравновешены инерцион­ными силами и моментами рациональным или надежным способом.

(b) Положения центра тяжести. Положения центра тяжести в диапазоне, указанном в тех­нических требованиях, должны выбираться так, чтобы были получены максимальные рас­четные нагрузки в каждом элементе шасси. Должны быть рассмотрены продольные, верти­кальные и поперечные изменения положения центра тяжести самолета. Разрешается не учи­тывать влияние поперечных смещений центра тяжести от продольной оси самолета, в резуль­тате которых нагрузки на элементы основного шасси и конструкцию самолета составляют не более 103% нагрузок при симметричном распо­ложении центра тяжести при условии, что:

(1) Поперечные смещения положения цен­тра тяжести обусловлены случайным размеще­нием пассажиров или груза в фюзеляже или случайной несимметричной загрузкой или рас­ходом топлива; и

(2) Предусмотрены соответствующие указа­ния по загрузке произвольно размещаемых гру­зов в соответствии с 25.1583(c)(2) с тем, чтобы поперечные смещения центра тяжести не выхо­дили за указанные пределы.

(c) Данные о размерах шасси. Основные раз­меры шасси указаны на рис.1 Приложения А.

(а*) Если предполагается эксплуатация са­молета на грунтовых аэродромах, должны быть установлены максимально допустимые значе­ния расчетных взлетного и посадочного весов, а также минимально допустимое значение прочности грунта, при котором разрешается эксплуатация. Возможно установление нес­кольких комбинаций расчетного взлетного веса и соответствующей ему прочности грунта в пределах от минимальной amin до максималь­ной, в качестве которой принимается amax = 15 кгс/см2.

Если взлетный и посадочный веса для эк­сплуатации на грунтовых аэродромах те же, что и для эксплуатации на аэродромах с искусствен­ными покрытиями, анализ прочности может производиться только для условий эксплуатации на грунтовых аэродромах с учетом дополнитель­ных указаний 25.473 и 25.491. Однако, если ука­занные веса существенно различаются, анализ должен производиться с учетом условий, предус­мотренных как для эксплуатации на аэродромах с искусственными покрытиями, так и на грунто­вых аэродромах для каждой принятой комбина­ции расчетного веса и прочности грунта.

25.473. Условия нагружения при посадке и пред­положения

(а) Для случаев посадки, указанных в па­раграфах 25.479 — 25.485, предполагается, что самолет касается земли:

(1) В положении, определенном в 25.479 и 25.481.

(2) При расчетном посадочном весе и:

(i) эксплуатационной скорости снижения, задаваемой в 25.473(а*) (условия, определяю­щие эксплуатационную энергию при расчет­ном посадочном весе);

(ii) максимальной скорости снижения, рав­ной 1,225 величины, задаваемой в 25.473(а*) (условия, определяющие максимальную энер­гию при расчетном посадочном весе).

(3) При расчетном взлетном весе и эксплуа­тационной скорости снижения, равной 0,8 ско­рости, задаваемой в 25.473(а*) (условия, опре­деляющие эксплуатационную энергию при расчетном взлетном весе).

(4) Предписанные скорости снижения могут быть изменены, если будет показано, что кон­структивные особенности самолета делают не­возможным достижение таких скоростей.

(b) Может быть принято, что подъемная си­ла не превышает веса самолета, если только на­личие систем или процедур не влияет суще­ственно на подъемную силу.

(c) Метод определения нагрузок на самолет и шасси должен учитывать по крайней мере следующее:

(1) Динамические характеристики шасси.

(2) Раскрутку колес и упругую отдачу.

(3) Реакцию самолета как твердого тела.

(4) Динамическую реакцию конструкции, если она существенна.

(d) Динамические характеристики шасси, принятые в расчетах посадки при условиях, за­данных в 25.473(а), должны быть подтверждены при испытаниях согласно 25.723.

(e) Коэффициент трения между пневмати­ком и землей может быть определен с учетом скорости проскальзывания и давления в пнев­матике. Однако не требуется принимать этот коэффициент более 0,8 при поглощении экс­плуатационной энергии и более 0,5 при погло­щении максимальной энергии. Следует также рассмотреть нагружение самолета при коэффи­циенте трения, равном нулю.

(а*) Для определения эксплуатационной скорости снижения самолета при расчетном посадочном весе устанавливаются следующие условия:

(1) Приведенная вертикальная составляю­щая скорости самолета во время посадочного удара должна определяться как

V V = 0,95(VV + аВПП^ьХ м/с

где:

аВПП — расчетная величина местного встреч­ного уклона взлетно-посадочной полосы в зоне приземления самолета;

VL — посадочная скорость самолета в момент касания земли основными стойками шасси, при­нимаемая не менее 1,25VL1 [см. 25.479(а)(1)], м/с;

VV — вертикальная составляющая скорости самолета в момент касания земли, равная 1,5 м/с.

Допускается определение величины VV на основании специальных расчетов.

Для аэродромов с искусственным покрытием принимается аВПП = 0,025, а для подготовлен­ных грунтовых взлетно-посадочных полос аВПП = 0,035. По согласованию с Компетент­ным органом допускается уточнение величины аВПП, исходя из предельных характеристик не­ровностей аэродромов, на которых предполага­ется эксплуатация самолета.

(2) Величину V9V во всех случаях, указанных в пункте (а*) данного параграфа, менее 3,05 м/с принимать не следует.

Примечание. Для самолетов, у которых величина вертикальной скорости по формуле 25.473(а*)(1) превышает минимальное значение, указанное в 25.473(а*)(2), разрешается принимать V9V = 3,05 м/с. Однако в этом случае должны быть определены дополнительные ограни­чения по применению самолета на раз­личных аэродромах в зависимости от характеристик неровностей ВПП.

(b*) Для случаев поглощения максимальной энергии [см. 25.473(а)(2)(іі)] при определении расчетных нагрузок допускается принимать по­ниженный вплоть до 1,0 коэффициент безопас­ности. Если этот коэффициент принимается меньшим, чем 1,3, должно быть показано объективными данными, что при действии рас­четных нагрузок не будут иметь место разруше­ния конструкции самолета и шасси или такое снижение их прочности, которое может приве­сти к опасным последствиям.

25.477. Расположение шасси

Параграфы 25.479 — 25.485 включительно применяются к самолетам с общепринятым расположением основных и носового шасси или основных и хвостового шасси при обычной эксплуатации.

В 25.485(b) включены дополнительные усло­вия нагружения многостоечного шасси: три основных стойки, одна из них центральная, расположенная в плоскости симметрии само­лета.

25.479. Условия горизонтальной посадки

(а) Предполагается, что самолет в горизон­тальном положении касается земли с парал­лельной земле составляющей скорости в преде­лах от VL1 до 1,25VL2 при условиях, указанных в 25.473. При этом:

(1) VL1 равна VS0 (истинной воздушной ско­рости) при соответствующем посадочном весе и при стандартных условиях на уровне моря.

(2) VL2 равна VS0 (истинной воздушной ско­рости) при соответствующих посадочном весе и высотах в жаркий день с температурой на 23 °С выше стандартной.

(3) Необходимо исследовать влияние увеличе­ния посадочных скоростей, если предусматрива­ются посадки при попутном ветре более 5 м/с. Следует рассмотреть комбинации максималь­ных лобовых (по и против полета) нагрузок, возникающих при раскрутке колеса, и соответ­ствующих им по времени вертикальных нагру­зок, а также комбинацию максимальной верти­кальной нагрузки и соответствующей ей по времени лобовой нагрузки.

(b) Для горизонтальной посадки самолета с хвостовым колесом условия, указанные в дан­ном параграфе, рассматриваются при горизон­тальном положении продольной оси самолета в соответствии с рис. 2 Приложения A.

(c) Для горизонтальной посадки самолета с носовым колесом (см. рис. 2 Приложения А) условия, указанные в данном параграфе, иссле­дуются при следующих положениях самолета:

(1) Колеса основного шасси касаются земли, а носовое колесо находится в непосредствен­ной близости от земли.

(2) Колеса носового и основного шасси ка­саются земли одновременно, если такое поло­жение достижимо при заданных скоростях сни­жения и поступательного движения. Если такое положение недостижимо, следует рассмотреть нагрузки на носовую стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной энергий, определенных в 25.473 и 25.723 соответственно.

(d) В дополнение к условиям нагружения, предписанным в пункте (а) данного параграфа, принимается:

(1) Шасси и конструкция, к которой оно крепится, должно быть рассчитано на макси­мальную вертикальную нагрузку в сочетании с силой, действующей назад и равной не менее 25% от вертикальной; должно быть также рас­смотрено действие только максимальной вер­тикальной нагрузки.

(2) При посадке со сносом рассматриваются наиболее критические комбинации нагрузок, возникающих в этом случае. Рассматриваются следующие сочетания:

(i) вертикальные нагрузки равны 75% мак­симальных нагрузок при поглощении эксплуа­тационной [25.473(а)(2)(ї)] и максимальной [25.473(а)(2)(іі)] энергий, а лобовые и боковые нагрузки принимаются соответственно:

— либо 40 и 25% от указанных выше вертикальных нагрузок при поглощении эк­сплуатационной энергии и 30 и 15% при погло­щении максимальной энергии от указанных выше вертикальных нагрузок;

— либо лобовые нагрузки равны нулю, а боко­вые нагрузки определяются для рассматривае­мых колес на основе экспериментальных данных по зависимости этих сил от вертикальных нагру­зок и углов увода колес, равных ±10° для усло­вий поглощения эксплуатационной энергии и ±5° для условий поглощения максимальной энергии. Если боковая нагрузка достигает мак­симума при вертикальной нагрузке меньшей, чем 75% максимальной величины вертикальной нагрузки при поглощении эксплуатационной или максимальной энергии, следует рассмотреть также комбинацию этой боковой нагрузки и со­ответствующей ей вертикальной. Боковые на­грузки, определенные, как указано выше, дол­жны быть увеличены в 1,25 раза. Однако, если предусматривается выполнение взлетов и поса­док при боковом ветре более 15 м/с, приведен­ные выше величины углов увода колес ±10° и ±5° должны быть увеличены пропорционально отно­шению этой большей скорости ветра к 15 м/с;

(ii) обжатия амортизатора и пневматика рав­ны 75% от обжатий при максимальной реакции земли по 25.473(а)(2). Этот случай нагружения не рассматривается при спущенных пневматиках.

(3) Вертикальные и лобовые нагрузки при­ложены к осям колес, а боковые — в точках кон­такта колес с землей.

25.481. Условия посадки с опущенным хвостом

(a) Предполагается, что при посадке с опу­щенным хвостом самолет касается земли с па­раллельной земле составляющей скорости, ле­жащей в пределах от VL1 до VL2 при условиях, указанных в 25.473. При этом:

(1) VL1 равна VS0 (истинной воздушной ско­рости) при соответствующем посадочном весе и при стандартных условиях на уровне моря.

(2) VL2 равна VS0 (истинной воздушной ско­рости) при соответствующих посадочном весе и высоте в жаркий день с температурой на 23 °С выше стандартной.

(3) Вертикальная и лобовая нагрузки прило­жены к оси основного колеса.

(b) Для условий посадки самолета с хвостовым колесом принимается, что основные и хвостовое колеса касаются земли одновременно (см. рис. 3 Приложения A). Рассматриваются следующие действия на хвостовое колесо реакций земли:

(1) Вертикальной; и

(2) Направленной вверх и назад через ось колеса под углом 45° к поверхности земли.

(c) Для условий посадки с опущенным хво­стом самолет с носовым колесом рассматрива­ется в положении либо с углом атаки, соответ­ствующем сваливанию, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли любой части самолета, кроме основных колес (см. рис. 3 Приложения A). В расчет принима­ется меньший угол.

(а*) Удар в хвостовую предохранительную опору (для самолетов с носовым колесом).

Принимается, что самолет в положении, опи­санном в пункте (с) данного параграфа, касает­ся полосы только хвостовой предохранитель­ной опорой. Эксплуатационная величина вер­тикальной реакции земли должна определяться как максимальное усилие на опору при погло­щении эксплуатационной энергии, равной 0,015G, кгс. м, где G — посадочный вес самоле­та, кгс. Амортизация предохранительной опо­ры принимается полностью обжатой. Наряду с вертикальной рассматривается горизонтальная реакция, действующая против полета в точке контакта и равная 0,8 вертикальной.

25.483. Условия посадки на одну стойку

Предполагается, что самолет находится в го­ризонтальном положении и земли касается од­на стойка основного шасси (см. рис. 4 Прило­жения A). В этом положении самолета:

(a) Реакции земли для этой стойки шасси дол­жны быть такими же, как указано в 25.479(d)(1).

(b) Неуравновешенные внешние нагрузки должны уравновешиваться инерцией самолета рациональным или надежным способом.

25.485. Условия действия боковой нагрузки

Дополнительно к 25.479(d)(2) должно быть рассмотрено следующее.

(a) Самолет находится в горизонтальном по­ложении и земли касаются только основные колеса шасси (см. рис. 5 Приложения A).

(b) Боковая нагрузка, равная 0,8 вертикальной реакции и направленная внутрь к оси самолета (на одной стороне), и боковая нагрузка, равная 0,6 вертикальной реакции и направленная наружу от оси самолета (на другой стороне), должны быть приложены одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий горизонтальной посадки при поглоще­нии эксплуатационной энергии [25.473(a)(2)(i)]. Следует также рассмотреть боковые нагрузки — одну, равную 0,5 вертикальной реакции и на­правленную внутрь к оси самолета (на одной стороне), и другую, равную 0,4 вертикальной реакции и направленную наружу от оси самоле­та (на другой стороне), — действующие одно­временно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий го­ризонтальной посадки при поглощении макси­мальной энергии [25.473(a)(2)(ii)].

При многостоечном шасси на основную стой­ку, расположенную в плоскости симметрии са­молета, боковая нагрузка, направленная в ту же сторону, что и на остальных стойках шасси и равная 0,7 вертикальной для условий поглоще­ния эксплуатационной энергии и 0,45 верти­кальной для условия поглощения максималь­ной энергии, действует одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли на эту стойку при указанных выше условиях.

Эти нагрузки считаются приложенными в точ­ках касания колес земли и уравновешиваются инерцией самолета. Лобовые силы считаются равными нулю.

(а*) Кроме того должны быть рассмотрены те же условия нагружения, что и в пункте (b) данного параграфа, но самолет принимается находящимся в положении с опущенным хво­стом [см. 25.481(с)].

Для многостоечного шасси допускается рас­сматривать раздельное по времени нагружение основных стоек шасси, разнесенных вдоль про­дольной оси самолета.

(b*) Боковой удар в носовую стойку. Счита­ется, что самолет находится в горизонтальном положении, а амортизация носовой стойки об­жата в соответствии с приложенной нагрузкой.

(1) Величина вертикальной реакции земли определяется из условия поглощения носовой стойкой эксплуатационной и максимальной энергий соответственно. Она должна быть приложена в точке касания колеса (колес) зе­мли и направлена вверх и вбок так, чтобы боко­вой компонент был равен 0,33 ее значения при поглощении эксплуатационной энергии и 0,25 при поглощении максимальной энергии.

(2) Для ориентирующегося или управляемо­го носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значе­нию, задаваемому в пункте (b*)(3) данного параграфа, воспринимается на оси ориенти­ровки, а остальная часть момента воспринима­ется парой сил на оси колеса. Если момент бо­ковой силы относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения, задаваемого в пункте (b*)(3) данного параграфа, то должны быть приняты величины момента и силы по пункту (b*)(3) данного параграфа.

(3) Если механизм управления или демпфер шимми стойки шасси снабжены предохрани­тельным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный мо­мент от боковой составляющей нагрузки, ура­вновешиваемый бустером (демпфером), при­нимается не более суммы 1,15 максимального момента, создаваемого бустером (демпфером) при работающем клапане, и момента сил тре­ния в системе разворота колеса.

25.487. Условия отскока при посадке

(a) Шасси и конструкция его крепления дол­жны быть исследованы на действие нагрузок, имеющих место во время отскока самолета от посадочной полосы.

(b) При полностью разжатом шасси и при от­сутствии контакта с землей на подвижные части стоек шасси действует перегрузка 20,0. Эта пере­грузка должна действовать в направлении движе­ния подвижных частей стоек шасси, когда они до­стигнут их граничного положения при выдвиже­нии относительно неподвижных частей шасси.

25.489. Условия управляемого движения по земле

Если не предписано иное, шасси и конструк­ция самолета должны быть проверены на случаи, указанные в параграфах 25.491 — 25.509, для са­молета с расчетным рулежным весом (макси­мальный вес при управляемом движении по зе­мле). Подъемная сила крыла может не учитывать­ся. Предполагается, что амортизаторы и пневма­тики обжаты до их статического положения.

25.491. Руление, взлет и пробег

Предполагается, что в диапазоне заданных скоростей и расчетных весов конструкция само­лета и шасси подвергаются воздействию нагру­зок не ниже тех, которые возникают при движе­нии самолета по наиболее неровной поверхно­сти, которая может иметь место при нормальных условиях эксплуатации. Если предполагается эксплуатация самолета на грунтовых аэродро­мах, следует рассмотреть с учетом 25.471 (а*) условия нагружения при рулении, взлете и про­беге по таким аэродромам. При этом должно быть принято во внимание влияние податливо­сти грунта на величины нагрузок на шасси.

25.493. Условия качения с торможением

(a) Самолет с хвостовым колесом рассматри­вается в горизонтальном положении, причем вся нагрузка действует на колеса основного шасси (см. рис. 6 Приложения A). Эксплуата­ционная вертикальная перегрузка равна 1,2 для расчетного посадочного веса и 1,0 для расчет­ного рулежного веса. Лобовая сила, равная вер­тикальной реакции, умноженной на коэффи­циент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена в точке соприкосновения колеса с землей.

(b) Для самолета с носовым колесом эксплу­атационная вертикальная перегрузка равна 1,2 при расчетном посадочном весе и 1,0 при рас­четном рулежном весе. Лобовая сила, равная вертикальной реакции, умноженной на коэф­фициент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена к каждо­му тормозному колесу в точке его соприкосно­вения с землей. Следует рассмотреть следую­щие два положения (см. рис. 6 Приложения A):

(1) Самолет находится в горизонтальном по­ложении, колеса касаются земли и нагрузки рас­пределены между основными и носовой стой­ками шасси. Угловое ускорение относительно поперечной оси принимается равным нулю.

(2) Самолет находится в горизонтальном по­ложении, земли касаются только колеса основно­го шасси; опрокидывающий момент уравнове­шивается силами инерции от углового ускорения.

(c) В расчете может быть принята лобовая сила меньшей величины, чем указано в данном па­раграфе, если будет доказано, что в любом вероят­ном случае нагружения нельзя получить суммар­ную силу торможения всех колес, оснащенных тормозами, равную 0,8 вертикальной реакции.

(d) Самолет с носовой стойкой шасси дол­жен быть спроектирован так, чтобы противо­стоять нагрузкам, возникающим при динами­ческом тангажном движении из-за резкого приложения максимальных тормозных сил. Самолет рассматривается с расчетным взлет­ным весом, носовое и основные колеса касают­ся земли. Статическая вертикальная перегрузка в центре тяжести равна 1,0. Статическая реак­ция на носовую стойку рассматривается совме­стно с максимальным приращением вертикаль­ной реакции, возникающей при приложении сил торможения, определяемых в пунктах (b) и

(c) данного параграфа.

(e) При отсутствии более рационального ме­тода расчета вертикальная реакция на носовую стойку по пункту (d) данного параграфа может быть определена по формуле

b = a + e;

PH — вертикальная нагрузка на носовую стойку, кгс;

GB3fl — расчетный взлетный вес, кгс; a — расстояние по горизонтали от центра тя­жести самолета до центра носового колеса, м;

e — расстояние по горизонтали от центра тя­жести самолета до линии, соединяющей точки касания основных колес, м;

h — расстояние по вертикали от центра тяже­сти самолета до земли при перегрузке 1,0, м; ц — коэффициент трения, равный 0,8; f — коэффициент динамичности, не прини­маемый более 2,0; при отсутствии другой инфор­мации он может быть определен по формуле

/=1+ ехр[ ] , где

Vi-^2

^ — отношение эффективного коэффициен­та демпфирования к критическому при коле­баниях по тангажу самолета как жесткого тела относительно точки касания основных колес.

(а*) Если не предусмотрены меры, исключаю­щие посадку с касанием земли заторможенными колесами, должно быть рассмотрено нагружение стоек шасси вертикальной реакцией, равной 0,75 от силы, полученной в соответствии с 25.479(d)(1) при условии поглощения эксплуатационной энергии, и лобовой силой, равной вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8 и приложенной только к тормозным колесам в точках соприкосновения их с землей.

23.495. Разворот

Принимается, что самолет в статическом по­ложении (см. рис. 7 Приложения А) выполняет установившийся разворот при помощи упра­вляемой носовой стойки или применения до­статочной дифференциальной тяги двигателей так, что эксплуатационные перегрузки, прило­женные в центре тяжести, составляют 1,0 по вертикали и 0,5 вбок. Боковая реакция земли на каждом колесе должна составлять 0,5 верти­кальной реакции, при этом обжатия амортиза­торов и пневматиков каждой стойки принима­ются соответствующими действующим на них вертикальным и боковым реакциям земли.

25.497. Рыскание хвостового колеса

(a) Принимается, что вертикальная реакция земли, равная статической нагрузке на хвосто­вое колесо, сочетается с равным по величине боковым компонентом.

(b) Если используется шарнирное соедине­ние с вертикальной осью, принимается, что хвостовое колесо развернуто на 90° к продоль­ной оси самолета от результирующей наземной нагрузки, проходящей через ось колеса.

(c) Если используется стопор, механизм упра­вления или демпфер шимми, то принимается, что хвостовое колесо развернуто боковой нагруз­кой, действующей в точке контакта с землей.

25.499. Рыскание носового колеса и управление им

(a) Принимается, что вертикальная пере­грузка в центре тяжести самолета равна 1,0, а боковая составляющая в точке соприкоснове­ния носового колеса с землей равна 0,8 верти­кальной реакции земли в этой точке.

(b) Принимается, что самолет находится в положении статического равновесия и на него действуют нагрузки, возникающие при одно­стороннем торможении колес основного шасси. Носовое шасси, узлы его крепления и конструк­ция фюзеляжа перед центром тяжести должны быть рассчитаны на следующие условия нагру­жения:

(1) Вертикальная перегрузка в центре тяже­сти самолета равна 1,0.

(2) Направленная вперед нагрузка в центре тяжести самолета равна 0,8 от вертикальной на­грузки, действующей на одну стойку основного шасси.

(3) Боковые и вертикальные нагрузки на но­совую стойку шасси в точке соприкосновения с землей определяются из условия статического равновесия.

(4) Боковая перегрузка в центре тяжести са­молета равна нулю.

(c) Если нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, вызовут боковую нагрузку на носовую стойку шасси, которая будет боль­ше 0,8 вертикальной нагрузки, за эксплуата­ционное значение боковой нагрузки на носо­вую стойку шасси разрешается брать величину, равную 0,8 от вертикальной нагрузки, причем неуравновешенные моменты рыскания в этих случаях уравновешиваются инерционными си­лами самолета.

(d) Для других частей самолета, кроме носо­вого шасси, конструкции его крепления и кон­струкции передней части фюзеляжа, условия нагружения соответствуют пункту (b) данного параграфа, за исключением следующего:

(1) Если эффективная лобовая сила, равная 0,8 вертикальной реакции, не может быть до­стигнута ни при одном из возможных условий нагружения, разрешается принимать меньшую лобовую силу.

(2) Не требуется, чтобы нагрузка в центре тяжести самолета, направленная вперед, пре­вышала максимальную лобовую силу на одну стойку основного шасси, определенную в соот­ветствии с 25.493(b).

(e) Принимается, что при расчетном рулеж­ном весе самолета и любом положении носово­го колеса на носовое шасси, узлы крепления его и носовую часть фюзеляжа действуют в процессе управления 1,33 полного крутящего управляю­щего момента в комбинации с 1,33 максималь­ной статической реакции на носовом колесе.

25.503. Вращение

(a) Предполагается, что самолет, затормозив колеса основной стойки, расположенной с од­ной стороны, вращается вокруг этой стойки. Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,0, а коэффициент трения равен 0,8.

(b) Самолет находится в статическом равно­весии, нагрузки приложены в точках соприкос­новения с землей в соответствии с рис. 8 При­ложения A (приведенный на рис. 8 крутящий момент следует принимать действующим как по, так и против часовой стрелки).

25.507. Реверсивное торможение

(a) Самолет стоит на трех точках. Горизон­тальные реакции, параллельные земле и напра­вленные вперед, должны быть приложены в точке соприкосновения тормозного колеса с землей.

Эксплуатационные нагрузки должны соста­влять 0,55 от вертикальной нагрузки на каждое колесо или равняться нагрузке, развиваемой 1,2 максимального статического тормозного момента. Из этих двух значений берется мень­шая величина.

(b) На самолетах с носовым колесом опро­кидывающий момент уравновешивается инер­ционными силами вращения.

(c) На самолетах с хвостовым колесом рав­нодействующая всех реакций земли должна проходить через центр тяжести самолета.

25.509. Нагрузки при буксировке

(a) Нагрузки при буксировке, указанные в пункте (d) данного параграфа, должны рассма­триваться раздельно. Эти нагрузки должны быть приложены к буксировочным узлам и должны действовать параллельно земле. Кроме того:

(1) Следует считать, что вертикальная пере­грузка в центре тяжести самолета равна 1,0.

(2) Амортизационные стойки шасси и пнев­матики должны находиться в статическом по­ложении.

(3) Усилие буксировки F^j. равняется:

(i) 0,3GT, для GT, меньше, чем 13620 кгс;

(ii) (6GT + 204300)/70 при GT от 13620 кгс до 45400 кгс; и

(iii) 0,15GT при GT свыше 45400 кгс.

GT — расчетный рулежный вес, кгс.

(b) Если узлы для буксировки расположены не на шасси, а вблизи плоскости симметрии са­молета, то к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного уси­лия, определенного для вспомогательного шас­си. Если буксировочные узлы расположены снаружи от основных стоек шасси, к ним при­кладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного усилия, определенного для ос­новного шасси.

(c) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) данного параграфа, должны уравно­вешиваться следующим образом:

(1) Боковой компонент буксировочной на­грузки, которая прикладывается к основному шасси, должен быть уравновешен боковой си­лой на основное шасси, действующей по линии статического обжатия колес, к которым нагруз­ка приложена.

(2) Буксировочная нагрузка на вспомога­тельное шасси и лобовой компонент буксиро­вочной нагрузки основного шасси должны быть уравновешены следующим образом:

(i) реакция, максимальная величина кото­рой равна вертикальной реакции, должна быть приложена к оси колеса, к которому приложена нагрузка. Для достижения равновесия должна быть приложена достаточная сила инерции са­молета;

(ii) нагрузки должны уравновешиваться си­лами инерции самолета.

(d) Величины буксировочных нагрузок дол­жны быть следующими:

(а*) На буксировочное приспособление, на­ходящееся в рабочем положении для буксиров­ки за носовую стойку, действует боковая сила, прикладываемая в горизонтальной плоскости под прямым углом к продольной оси приспосо­бления в точке его соединения с буксировщи­ком. Этот случай следует рассматривать только при буксировке жесткой тягой. Величина боко­вой силы принимается равной ±0,05Fбукс. Однако:

(1) Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапа­ном, боковая сила принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент относительно оси ориентировки стойки, определяемый в 25.485(b*)(3).

(2) Если буксировка самолета производится только при работе системы управления носо­вой стойкой в режиме свободного ориентиро­вания и об этом имеется соответствующая за­пись в РЛЭ, величина боковой силы выбирает­ся из момента. необходимого для разворота но­совой стойки на земле.

(3) Для проверки прочности конструкции шасси и самолета от действия боковой силы сле­дует рассматривать два варианта нагружения:

(i) действует боковая сила и стояночная на­грузка на стойку;

(ii) одновременно с боковой силой и стоя­ночной нагрузкой на стойку действует буксиро­вочная нагрузка, задаваемая в пункте (d) данного параграфа.

(b*) В конструкции буксировочного приспо­собления должны быть предусмотрены предо­хранительные устройства. Величины разрушаю­щих нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок, определяемых в пунктах (d) и (а*) данного параграфа. При буксировочном прис­пособлении с жесткой тягой предохранитель­ные устройства должны работать как при растя­жении, так и при сжатии.

25.511. Нагрузки на земле: несимметричные на­грузки на многоколесные стойки шасси

(a) Общие требования. Предполагается, что многоколесные шасси подвергаются на земле действию эксплуатационных нагрузок, указан­ных в настоящем разделе и в пунктах (b) — (f) данного параграфа. Кроме того:

(1) Тандемно расположенные стойки шасси рассматриваются как многоколесный блок (стойка).

(2) При определении общей нагрузки на стойку шасси при условиях пунктов (b) — (f) данного параграфа можно не принимать во внимание эксцентриситет равнодействующей, вызванный несимметричным распределением нагрузок на колеса.

(b) Распределение нагрузок между колесами при заряженных пневматиках. Распределение нагрузок между колесами шасси должно быть
определено для всех условий посадки, руления и управляемого движения по земле, принимая во внимание следующие факторы:

(1) Число колес и их расположение. Для те — лежечных стоек шасси при определении макси­мальных нагрузок для передних и задних пар колес следует учитывать влияние качания те­лежки во время удара при посадке.

(2) Любые различия диаметров пневмати — ков, вызванные производственными допуска­ми, разношенностью и износом пневматиков. Может быть принято, что максимальная разни­ца в диаметрах пневматиков равна 2/3 наихуд­шей комбинации изменений диаметров, кото­рая возможна при учете производственных до­пусков, разношенности и износа пневматиков.

(3) Неравномерность зарядного давления в пневматиках. Принимается, что максимальное изменение составляет ±5% от номинального зарядного давления в пневматике.

(4) Плоская или выпуклая взлетно-посадоч­ная полоса. Встречный уклон ВПП можно счи­тать примерно равным 1,5% по отношению к горизонтали. Должно быть рассмотрено распо­ложение носовой стойки как на уклоне, так и на плоской полосе.

(5) Положение самолета.

(6) Любые конструктивные отклонения.

(c) Спущенные пневматики. Влияние спу­щенных пневматиков на прочность конструк­ции следует принять во внимание во всех слу­чаях нагружения, указанных в пунктах (d) — (f) данного параграфа, учитывая реальное распо­ложение элементов шасси. Кроме того:

(1) Следует учитывать падение давления в любом пневматике многоколесной стойки шасси и падение давления в любых двух наибо­лее нагруженных пневматиках, если стойка шасси имеет четыре или более колеса.

(2) Реакции земли прикладываются к коле­сам с заряженными пневматиками, за исключе­нием случая, когда многоколесные блоки шас­си имеют более одной амортстойки. В этом слу­чае можно пользоваться рациональным распре­делением реакций земли между заряженными и спущенными пневматиками, принимая во вни­мание разницу в ходах амортизаторов, возника­ющую из-за спущенного пневматика.

(d) Условия посадки. При одном или двух спущенных пневматиках предполагается, что нагрузка, прикладываемая к каждой стойке шасси, составляет соответственно 60 и 50% эк­сплуатационной нагрузки, прикладываемой к каждой стойке шасси в рассматриваемом слу­чае посадки. Однако для условий посадки со сносом в соответствии с 25.485(a) и (b) следует прикладывать 100% вертикальной нагрузки.

(e) Условия руления и управляемого движения по земле. При одном и двух спущенных пневматиках:

(1) Приложенная в центре тяжести боковая или лобовая перегрузка или обе одновременно должны иметь наибольшие критические значе — ния вплоть до 50 и 40% соответственно от эксплу­атационных величин боковой и лобовой перегру­зок при наиболее тяжелых условиях нагружения при рулении и управляемом движении по земле.

(2) Для условий качения с заторможенными колесами, указанных в 25.493(a) и (b)(2), лобо­вые нагрузки на каждый заряженный пневма­тик должны быть не менее нагрузок, действую­щих на каждый заряженный пневматик при симметричном распределении нагрузок, когда нет спущенных пневматиков.

(3) Вертикальная перегрузка в центре тяже­сти самолета должна составлять соответственно 60 и 50% от перегрузки при всех заряженных пневматиках, но не должна быть менее 1.

(4) Условия вращения вокруг одной стойки шасси не рассматриваются.

(f) Условия буксировки. При одном и двух спущенных пневматиках нагрузка при букси­ровке Fg^ должна составлять соответственно 60 и 50% от нормированной нагрузки.

25.515А. Шимми

Во всем диапазоне возможных весов и ско­ростей движения самолета по ВПП при взлете и посадке должно быть обеспечено отсутствие шимми колес шасси. Отсутствие шимми дол­жно быть подтверждено расчетами и испыта­ниями стоек шасси на копре с подвижной опо­рой. Испытания разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерения­ми в процессе летных испытаний будет доказа­на безопасность от возникновения шимми.

25.519. Обеспечение поднятия на домкратах и расчаливания

(a) Общие положения. Самолет должен быть рассчитан на эксплуатационные нагрузки, по­лученные исходя из статических условий нагру­жения, приведенных в пункте (b) данного па­раграфа, а если применяется расчаливание, то и в пункте (с) данного параграфа, при наиболее критических комбинациях веса и центровки са­молета. Должна быть определена максималь­но допустимая нагрузка в каждой точке под домкратом.

(b) Поднятие на домкратах. Самолет должен иметь приспособление для подъема на домкра­тах и выдерживать при установке на домкратах следующие эксплуатационные нагрузки:

(1) При установке домкратов под стойки шасси при максимальном стояночном весе са­молета его конструкция должна быть рассчи­тана на вертикальную нагрузку, действующую в каждой точке поддомкрачивания и равную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.

(2) При установке домкратов под другие точки конструкции самолета при максималь­ном разрешенном весе для поднятия на дом­кратах:

(i) конструкция самолета должна быть рас­считана на вертикальную нагрузку, действую­щую в каждой точке поддомкрачивания и рав­ную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции;

(ii) узлы поддомкрачивания и местная проч­ность конструкции самолета должны быть рас­считаны на вертикальную нагрузку, равную удвоенной вертикальной статической реакции в каждом узле, действующей отдельно и в ком­бинации с горизонтальной нагрузкой, дей­ствующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.

Вес самолета и положение центра тяжести в каждом способе поддомкрачивания должны быть занесены в соответсвтующие Руководства.

(c) Расчаливание. Если предусмотрены уз­лы для расчаливания самолета, главные узлы и поддерживающая их конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационные на­грузки, возникающие в результате воздей­ствия на самолет ветра со скоростью 40 м/с любого направления в горизонтальной пло­скости, а в вертикальной плоскости — в ди­апазоне углов ±15° относительно горизон­тальной плоскости.

(а*) Поднятие самолета или его агрегатов

стропами. Поднимаемая конструкция должна быть рассчитана на нагрузки от строп при ста­тических условиях нагружения при вертикаль­ной перегрузке в центре тяжести самолета (аг­регата), равной 2,67.