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).