ОЦЕНКА УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ
25.571. Оценка допустимости повреждений
и усталостной прочности конструкции
(а) Общие положения. Оценка прочности, уровня проектирования и качества производства должна показать, что аварийной или катастрофической ситуации из-за усталости, коррозии, дефектов производства или случайного повреждения можно избежать в течение всего времени эксплуатации самолета. Эта оценка должна быть проведена для каждой части конструкции (такой, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, установка двигателя, шасси и их основные узлы крепления), разрушение которой может привести к аварийной или катастрофической ситуации в соответствии с требованиями пунктов (b) и (e) данного параграфа, а также для случаев, указанных в пункте (c) данного параграфа. При проведении оценки должны быть использованы соответствующие запасы (коэффициенты надежности). Для турбореактивных и турбовинтовых самолетов следует также провести анализ частей конструкции, повреждение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации, в соответствии с пунктом (d) данного параграфа.
(1) Каждый анализ, проводимый в соответствии с требованиями данного параграфа, должен основываться на:
(1) типовом спектре нагрузок, температур и влажностей, ожидаемых в эксплуатации;
(ii) перечне основных силовых элементов и отдельных узлов конструкции (и их критических мест), разрушение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации;
(iii) результатах испытаний, как правило, натурных, и расчетах основных силовых элементов конструкции и отдельных узлов, указанных в пункте (a)(1)(ii) данного параграфа.
(2) При проведении анализа, требуемого настоящим параграфом, можно использовать результаты испытаний и опыт эксплуатации самолетов аналогичной конструкции, принимая во внимание различие условий и методов эксплуатации.
(3) На основании результатов оценки, требуемой настоящим параграфом, должны быть предусмотрены осмотры или другие процедуры, необходимые для предотвращения аварийной или катастрофической ситуации; они должны быть включены в эксплуатационно-техническую документацию, разрабатываемую в соответствии с 25.1529. Начало осмотров и их периодичность должны быть установлены на основании расчета и/или испытаний по определению длительности роста трещин в предположении, что конструкция содержит начальный дефект максимально вероятного размера, который является результатом повреждения, внесенного при производстве или обслуживании, для следующих типов конструкций:
(i) для конструкций с однопутной передачей нагрузок;
(ii) для безопасно разрушающихся конструкций с многопутной передачей нагрузки и для безопасно разрушающихся конструкций со стопперами трещин, если не будет продемонстрировано, что потеря пути передачи нагрузки, частичное разрушение или задержка трещины будут до разрушения оставшейся конструкции обнаружены и отремонтированы в процессе нормального обслуживания, осмотров или других работ на самолете.
(4) Разработанная в соответствии с пунктом
(а)(3) данного параграфа документация должна периодически уточняться на основе учета и анализа результатов исследований, испытаний и накапливаемого опыта эксплуатации самолетов данного типа. Должна быть определена процедура, обеспечивающая надежность и своевременность такого учета.
(b) Оценки допустимости повреждений. Оценка должна включать определение возможных мест и видов повреждений, связанных с усталостью, коррозией или случайным повреждением. В оценке должны быть учтены результаты расчетов прочности при действии статических и повторяющихся нагрузок, подтвержденные результатами испытаний, и (если имеется) опытом эксплуатации.
Следует специально рассмотреть обширное усталостное повреждение для тех конструкций, для которых такой тип повреждения возможен. С помощью результатов достаточных натурных усталостных испытаний должно быть показано, что обширное усталостное повреждение не возникнет в течение проектного ресурса самолета. Сертификат типа может быть выдан до завершения натурных усталостных испытаний при условии, что имеется одобренный Компетентным органом план завершения требуемых испытаний и в эксплуатационно-технической документации, разрабатываемой в соответствии с 25.1529, указана предельно допустимая наработка (полеты, часы) самолета в эксплуатации, величина которой не должна превышать (с учетом эквивалентов) половины наработки, достигнутой при усталостных испытаниях.
При определении степени повреждения для оценки остаточной прочности в любой момент эксплуатации должны учитываться возможность первоначального обнаружения повреждения и его последующего роста под действием переменных нагрузок. Оценка остаточной прочности должна показать, что сохранившаяся конструкция способна выдержать нагрузки (рассматриваемые как статические расчетные нагрузки), соответствующие следующим условиям:
(1) Эксплуатационным условиям симметричных маневров, указанным в 25.337 на всех скоростях вплоть до Vc, и в 25.345.
(2) Эксплуатационным условиям при порывах ветра, указанным в 25.341 при всех предписанных скоростях вплоть до VC, и в 25.345.
(3) Эксплуатационным условиям при крене, указанным в 25.349, и эксплуатационным условиям при несимметричных нагрузках, указанным в 25.367 и 25.427 при скоростях до Vc.
(4) Эксплуатационным условиям при полете со скольжением, указанным в 25.351(а), (b) и (d) при скоростях до Vc.
(5) Для герметических кабин:
(i) нормальному, ожидаемому в эксплуатации перепаду давления в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением, действующим одновременно с полетными нагрузками, указанными в пунктах (b)(1) — (b)(4) данного параграфа, если они оказывают значительное влияние;
(ii) максимальной величине нормального, ожидаемого в эксплуатации избыточного давления (включая ожидаемое внешнее аэродинамическое давление при перегрузке 1,0), умноженной на коэффициент 1,15 без учета всех других нагрузок.
(6) Для шасси и частей конструкции планера, находящихся под непосредственным воздействием сил на шасси, — эксплуатационным условиям нагружения, указанным в параграфах 25.473, 25.491 и 25.493.
Должны быть рассмотрены также другие сочетания нагрузок, если они являются расчетными для определенных элементов конструкции. Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждений с учетом требований 25.629(b)(2).
(c) Оценка безопасного ресурса по условиям усталости. Выполнение указаний, изложенных в пунктах (а)(3) и (b) данного параграфа, в том числе по установлению сроков осмотров, не требуется, если Заявитель докажет, что требования допустимости повреждений для данной конструкции практически невыполнимы. Для такой конструкции должно быть показано соответствующим анализом на основании результатов испытаний и расчетов, что она способна выдерживать переменные нагрузки, ожидаемые в пределах срока службы, без возникновения обнаруживаемых повреждений.
(d) Усталостная прочность при акустических нагрузках. Расчетом, подтвержденным результатами испытаний или опытом эксплуатации самолетов аналогичной конструкции и с аналогичными условиями по акустическим нагрузкам, должно быть показано, что:
(1) Появление усталостных трещин от акустических нагрузок в любой детали конструкции самолета, подверженной акустическому воздействию, не является вероятным.
(2) Аварийная или катастрофическая ситуация из-за трещин от акустических нагрузок в предположении, что нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, приложены ко всем зонам, где возможно возникновение этих трещин, не является вероятной.
(e) Оценка допустимого повреждения (дискретный источник). Конструкция самолета должна быть такой, чтобы было обеспечено успешное завершение полета, во время которого возможно ее повреждение в результате:
(1) Столкновения с птицей весом 1,8 кгс, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна VC на уровне моря или 0,85 VC на высоте 2440 м, в зависимости от того, что более критично.
(2) Удара нелокализованной лопастью вентилятора.
(3) Разлета нелокализованных обломков двигателя; или
(4) Разлета нелокализованных обломков агрегатов с роторами, обладающими большой кинетической энергией.
Поврежденная конструкция должна выдерживать статические нагрузки (рассматриваемые как расчетные), которые разумно ожидать во время происшествия и в процессе завершения полета. Рассматривать динамический эффект от этих статических нагрузок не требуется. Корректирующие действия пилота после происшествия, такие, как ограничение маневрирования, обход турбулентности и уменьшение скорости, могут рассматриваться. Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждения с учетом требований 25.629(b)(2).