ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ
Конструкция самолета не должна иметь таких особенностей и частей, которые, как показал опыт, создают аварийные условия или являются ненадежными. Пригодность таких вызывающих сомнение частей и деталей должна определяться путем соответствующих испытаний.
Пригодность и долговечность материалов, используемых для изготовления деталей, поломка которых может отрицательно повлиять на безопасность, должны:
(a) Определяться по опыту или путем испытаний.
(b) Соответствовать утвержденным техническим условиям (ТУ отраслей промышленности, военным ТУ или техническим стандартам), гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных; и
(c) Оцениваться с учетом влияния окружающих условий, ожидаемых в эксплуатации, таких, как температура и влажность.
25.605. Технология производства
(a) Применяемая технология производства должна обеспечивать постоянство необходимого качества изготовления конструкции. Если производственные процессы (такие, как склеивание, точечная сварка, термообработка) требуют строгого контроля для достижения цели, то эти процессы должны выполняться в соответствии с утвержденными технологическими условиями.
(b) Каждый новый технологический процесс изготовления самолета должен быть обоснован исследованиями, определяемыми специальной программой испытаний.
(a) Все снимаемые болты, винты, гайки, шпильки и другие снимаемые крепежные детали должны иметь два независимых контрящих устройства, если выпадение этих крепежных деталей может:
(1) Помешать продолжению полета и посадке в пределах расчетных ограничений самолета и при обычной квалификации и силе пилота; или
(2) Привести к снижению управляемости по тангажу, рысканию или крену или к снижению чувствительности по сравнению с той, которая требуется в разделе В настоящих Норм.
(b) Крепежные детали, перечисленные в пункте (a) настоящего параграфа, и их контрящие устройства не должны ухудшаться от воздействия окружающих условий в месте их установки.
(c) Самоконтрящиеся гайки не разрешается использовать на болтах, подверженных вращению во время эксплуатации, если помимо само — контрящего устройства не будет применено контрящее устройство нефрикционного типа.
25.609. Защита элементов конструкции
Каждый элемент конструкции должен быть:
(a) Соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая:
(1) Атмосферные воздействия.
(2) Коррозию; и
(3) Истирание.
(b) Обеспечен достаточными средствами вентиляции и дренажирования, если это необходимо для защиты.
Должны быть предусмотрены средства для обеспечения осмотра и проверки (включая осмотр основных элементов конструкции и систем управления), замена компонентов самолета, обычно требующих замены, регулировки и смазки, необходимые для поддержания летной годности. Средства для проведения осмотров и проверок любого из этих элементов конструкции и систем управления, должны быть пригодны для проведения периодического осмотра и проверки. Средства неразрушающего контроля элементов конструкции могут применяться, когда непосредственного визуального контроля не достаточно, и если показана эффективность такого контроля и технология его выполнения представлена в Руководстве по технической эксплуатации в соответствии с требованиями 25.1529.
25.613. Прочностные характеристики
материалов и их расчетные значения
(a) Прочностные характеристики материалов должны определяться на основании достаточного количества испытаний с тем, чтобы расчетные значения можно было устанавливать на основе статистики.
(b) Расчетные значения следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пункте (e) настоящего параграфа, соответствие данному параграфу должно быть показано на основе выбора расчетных значений, которые обеспечивают прочность материала со следующей вероятностью:
(1) 99% — с 95%-ным доверительным интервалом, когда приложенные нагрузки передаются через единичный элемент агрегата, разрушение которого приводит к потере конструктивной целостности агрегата.
(2) 90% — с 95%-ным доверительным интервалом для статически неопределимой конструкции, в которой разрушение любого отдельного элемента приводит к тому, что приложенные на-
грузки безопасно распределяются по другим несущим элементам.
(c) Влияние температуры на допустимые напряжения, применяемые при расчете ответственных элементов или узлов конструкции, должно учитываться, если значительный тепловой эффект имеет место при нормальных эксплуатационных условиях.
(d) Прочность, проектирование и технология конструкции должны свести к минимуму вероятность опасного усталостного разрушения, особенно в местах концентрации напряжений.
(e) Более высокие расчетные значения могут быть использованы, если производится «дополнительный отбор» материала, при котором образец каждого отдельного полуфабриката подвергается испытаниям перед его использованием в целях подтверждения, что его фактическая прочность равна или выше расчетной.
25.619. Специальные коэффициенты безопасности
Коэффициент безопасности, предписанный в
25.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, предписанные в параграфах 25.621 — 25.625, для каждой детали конструкции, прочность которой:
(a) Ненадежна.
(b) Может ухудшиться в процессе эксплуатации до плановой замены; или
(c) Может значительно изменяться вследствие несовершенства технологических процессов или методов контроля.
25.621. Коэффициенты безопасности для отливок
(a) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b) — (d) данного параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техническими условиями. Пункты (c) и (d) данного параграфа относятся к любым конструкционным отливкам за исключением тех, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или другой жидкостной системы и не воспринимают нагрузки, действующие на конструкцию самолета.
(b) Напряжения в опорах и опорные поверхности. Коэффициенты безопасности для отливок, указанные в пунктах (с) и (d) данного параграфа:
(1) Могут не превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля; и
(2) Не требуется применяться к опорным поверхностям детали, у которой коэффициент безопасности в опорах превышает коэффициент безопасности для отливок.
(c) Критические отливки. Нижеследующие условия относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продол
жению безопасного полета и посадке самолета или привести к серьезным ранениям экипажа и пассажиров:
(1) Для каждой критической отливки:
(1) принимается дополнительный коэффициент безопасности не менее 1,25; и
(ii) 100% отливок подвергаются визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим методам контроля или другим утвержденным эквивалентным методам неразрушающего контроля.
(2) Если критические отливки имеют дополнительный коэффициент безопасности менее 1,50, необходимо подвергать статическим испытаниям 3 образца отливок на соответствие:
(i) требованиям к прочности, приведенным в 25.305 при расчетной нагрузке, соответствующей дополнительному коэффициенту безопасности для отливок 1,25; и
(ii) требованиям к деформации, приведенным в 25.305 при нагрузке в 1,15 раза больше эксплуатационной.
(3) Примерами таких отливок являются узлы крепления конструкции, детали систем управления полетом, шарниры, подвески поверхностей управления и крепления весовых компенсаторов, опоры и узлы крепления кресел, спальных мест, привязных ремней, топливных и масляных баков, клапаны герметизации кабин.
(d) Некритические отливки. Нижеследующее относится ко всем отливкам, кроме указанных в пункте (с) данного параграфа:
(1) Кроме случаев, предусмотренных в пунктах (d)(2) и (3) данного параграфа, коэффициенты безопасности для отливок и соответствующие проверки должны отвечать требованиям таблицы, приведенной ниже.
(2) Если введена утвержденная процедура контроля качества, то невизуальными методами можно проверять меньший процент отливок, чем указано в пункте (d)(1) данного параграфа.
(3) Для отливок, изготовляемых по техническим условиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают показ этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок:
(i) можно применять коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0;
(ii) эти отливки следует проверять в соответствии с требованиями для коэффициентов от 1,25 до 1,50 пункта (d)(1) данного параграфа и испытывать в соответствии с пунктом (с)(2) данного параграфа.
25.623. Коэффициенты безопасности в опорах
(a) За исключением деталей, указанных в пункте (b) данного параграфа, каждая деталь, установленная с зазором (при свободной посадке) и подвергающаяся сотрясениям или вибрации, должна иметь достаточно большой коэффициент безопасности для опор, чтобы обеспечить предусмотренное относительное перемещение деталей.
(b) Для некоторых деталей может не применяться коэффициент безопасности для опор, если для этих деталей указан какой-либо специальный коэффициент, превышающий коэффициент безопасности для опор.
25.625. Коэффициенты безопасности
для стыковочных узлов (фитингов)
Для всех стыковочных узлов (деталей, используемых для соединения одного элемента конструкции с другим) должны соблюдаться следующие условия:
(a) Для всех стыковочных узлов (фитингов), чья прочность не доказана испытаниями на эксплуатационную и расчетную нагрузки, при которых фактические напряжения воспроизводятся в стыковочном узле и окружающей конструкции, коэффициент безопасности не менее 1,15 должен относиться:
(1) Ко всем частям стыковочного узла.
(2) К деталям крепления; и
(3) К местам соединения частей узла.
(b) Можно не применять коэффициент безопасности для стыкового узла:
(1) Для соединений, осуществленных по утвержденной методике и основанных на данных всесторонних испытаний (например, сплошные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей в замок); или
(2) В отношении опорной поверхности, для которой используется бoльший специальный коэффициент.
(c) Для всех стыковочных узлов, выполненных заодно с деталью, фитингом (стыковочным узлом), считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции.
(d) Для всех кресел, спальных мест и привязных ремней применяются коэффициенты безопасности стыковочных узлов, приведенные в 25.785(f)(3).
25.629. Требования к аэроупругой устойчивости
(a) Общие положения.
Под оценками аэроупругой устойчивости, которые требуются в данном параграфе, понимаются исследования флаттера, дивергенции, реверса органов управления, динамики аэроупругого взаимодействия самолета с системой управления, а также любой нежелательной потери устойчивости и управления из-за деформаций конструкции. При исследовании явлений аэроупругой устойчивости должны учитываться степени свободы, связанные с воздушными винтами или другими вращающимися элементами, которые создают значительные динамические силы. Соответствие данному параграфу должно быть показано с помощью расчетов, испытаний в аэродинамических трубах, наземных частотных и жесткостных испытаний, летными испытаниями или другими способами, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.
(b) Область аэроупругой устойчивости
Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы для всех его конфигураций и при всех расчетных условиях как при исходном варианте конструкции, так и при возможном изменении определяющих явление параметров не возникало аэроупругой неустойчивости внутри области, определяемой следующим образом:
(1) Для нормальных состояний, без повреждений, отказов или ухудшений характеристик — все комбинации скорости и высоты, граница которых получается увеличением на 20% индикаторной скорости (как при постоянном числе Маха, так и при постоянной высоте) в каждой точке зависимости Vd/Md от высоты. При этом надлежащие запасы устойчивости должны существовать на всех скоростях вплоть до Vd/Md и не должно быть большого или резкого падения устойчивости при приближении к Vd/Md. Если Md меньше 1,0 на всех расчетных высотах, то увеличение скорости можно ограничить числом Маха, равным 1,0.
(2) Для случаев, перечисленных в 25.629(d) — все комбинации допустимых высот и скоростей вплоть до скорости, которая принимается как большая из скоростей, получаемых:
(i) зависимостью Vd/Md, определенной в соответствии с 25.335(b); или
(ii) зависимостью скоростей от высоты, получающейся добавлением к Vc 15% индикаторной скорости при постоянной высоте на высотах от уровня моря до пересечения линии 1,15 Vc с продолжением линий постоянного крейсерского числа Маха (Mc), затем линей — ным изменением индикаторной скорости до величины Mc+0,05 на наименьшей высоте пересечения Vc и Mc, затем на больших высотах, вплоть до максимальной высоты полета, граница определяется прибавлением 0,05 к Мс при постоянной высоте.
(а*) При всех полетных весах, на всех высотах и скоростях от нулевой до расчетной скорости пикирования Vd/Md в диапазоне частот упругих колебаний самолета должна быть обеспечена его устойчивость при взаимодействии конструкции планера с механической и автоматической системами управления, в том числе при полете на автопилоте.
Эта устойчивость считается обеспеченной, если амплитудно-фазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура «самолет — система управления» удовлетворяет следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от —60 до +60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,50. (Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости, рис. 1.) При этом, если в результате проведенных расчетных и наземных исследований установлено, что при нахождении АФЧХ в правой полуплоскости ее модуль превышает 0,3, выполнение указанного выше условия должно быть обязательно подтверждено результатами летных испытаний.
|
|
(c) Балансировочные грузы. Если используются сосредоточенные балансировочные грузы, то должны быть доказаны их эффективность и прочность, включая конструкцию, к которой они крепятся.
(d) Повреждения, отказы и ухудшение характеристик. При доказательстве соответствия данному параграфу должны быть рассмотрены следующие повреждения, отказы и ухудшения характеристик:
(1) Любые критические заправки топливом, которые могут быть в результате неправильной заливки, если не показана их практическая невероятность.
(2) Любое единичное повреждение в любой системе демпфирования флаттерных колебаний.
(3) Максимально возможный слой льда, ожидаемый в результате непреднамеренного попадания в обледенение, если самолет не предназначен для эксплуатации в условиях обледенения.
(4) Повреждение любого отдельного элемента конструкции подвески каждой двигательной установки, независимо установленного вала воздушного винта, большой вспомогательной силовой установки или большого закрепленного на самолете обтекаемого тела (такого, как внешний топливный бак).
(5) Для самолетов с двигательными установками, имеющими воздушные винты или большие вращающиеся массы, способные создавать существенные динамические силы, любое отдельное повреждение конструкции двигательной установки, которое могло бы уменьшить жесткость вращающегося вала (на опорах).
(6) Отсутствие аэродинамических или гироскопических сил в результате наихудшей комбинации флюгирования воздушных винтов или других вращающихся устройств, способных создавать значительные динамические силы. В дополнение к этому должен быть рассмотрен случай одного зафлюгированного воздушного винта или вращающегося устройства одновременно с повреждениями, заданными в пунктах
(d) (4) и (d)(5) данного параграфа.
(7) Вращение с самым большим возможным превышением ограничений по числу оборотов любого одного винта или вращающегося устройства, способного создавать значительные динамические силы.
(8) Любое разрушение или повреждение, требуемое или выбранное для анализа в соответствии с 25.571. Единичные повреждения конструкции, заданные в пунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа, нет необходимости рассматривать при доказательстве соответствия данному параграфу, если:
(i) элементы конструкции не могут быть разрушены при повреждении дискретным источником при условиях, заданных в 25.571(e); и
(ii) анализ безопасной повреждаемости в соответствии с 25.571(b) показывает, что максимальный размер повреждения, принимаемый для оценки остаточной прочности, не достаточен для полного разрушения элемента конструкции.
(9) Любое повреждение или отказ, рассматриваемые в параграфах 25.631, 25.671, 25.672 и 25.1309.
(10) Любая другая комбинация повреждений, отказов или ухудшений характеристик, для которой не показана ее практическая невероятность.
(e) Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс. Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс на скоростях вплоть до Vdf/Mdf должны быть проведены для нового типа самолета, а также для модификаций типа, если для последних не показано, что изменения незначительно влияют на аэроупругую устойчивость. В этих испытаниях должно быть показано, что имелось необходимое для возбуждения критических форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие и что самолет имеет необходимые запасы демпфирования на всех скоростях, вплоть до Vdf/Mdf, что нет большого и быстрого падения демпфирования при приближении к Vdf/Mdf. Если для доказательства соответствия пункту (d) данного параграфа используется моделирование повреждения, отказа или ухудшения характеристик в полете, то в тех случаях, когда показано путем сравнения результатов летных испытаний с расчетами и данными других испытаний, что у самолета нет аэроупругой неустойчивости на всех скоростях полета внутри границы, заданной в пункте (b)(2) данного параграфа, максимальная скорость при таких летных испытаниях может быть не выше Vfc/Mfc.
25.631. Повреждение от удара птицы
Самолет должен быть спроектирован так, чтобы была обеспечена возможность продолжения безопасного полета и посадки после 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, какая из них является более критической. Допускается показать это расчетом, если он основан на результатах испытаний аналогичных конструкций.