РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НЕПРЕРЫВНОЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ
Излагаемые в данном Приложении расчетные условия воздействия непрерывной турбулентности должны быть использованы для определения динамической реакции самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность, если не предлагается более рациональный метод.
Следующие требования применяются при расчете нагрузок:
(a) Эксплуатационные нагрузки от порывов, следуя концепции непрерывной турбулентности, должны быть определены в соответствии с условиями пункта (b) данного Приложения.
(b) Расчет по огибающей порывов. Эксплуатационные нагрузки должны быть определены в соответствии со следующим:
(1) Должны быть рассмотрены все критические высоты, веса, распределение веса в соответствии с указаниями 25.321(b) и все критические скорости внутри интервалов, описанных в пункте (b)(3) данного Приложения.
(2) Значения А (отношение среднеквадратического значения нагрузки к среднеквадратическому значению скорости порыва) должны быть определены с помощью динамического анализа. Спектральная плотность атмосферной турбулентности должна определяться в соответствии со следующим уравнением:
1 + 8/3-(1,339-Ш)2 [l + (l,339-LQ)2]11/6’
где:
Ф — спектральная плотность порывов, (м/с2)/(рад/м);
о — среднеквадратическое значение скорости порыва, м/с;
W — пространственная частота, рад/м;
L — масштаб турбулентности, L = 760 м.
(3) Эксплуатационные нагрузки должны быть получены путем умножения величины А, полученной динамическим анализом, на следующие величины скорости порыва Us:
(i) при скорости VC истинная скорость порыва Uo равна 25,9 м/с для высот от 0 до 9150 м и линейно уменьшается до истиной скорости, равной 9,1 м/с на высоте 24400 м. Если Компетентный орган считает, что рассматриваемая конструкция самолета аналогична конструкции, имеющей большой опыт удовлетворительной эксплуатации, допускается выбирать значение Uo при скорости VC меньшим, чем 25,9 м/с, но не менее величины 22,8 м/с, при уменьшении по линейному закону от выбранного значения на высоте 6096 м до 9,1 м/с на высоте 24400 м. При оценке аналогичности конструкций следует принимать во внимание следующие факторы:
(A) передаточная функция новой конструкции не должна при сравнении с аналогичной конструкцией иметь необычные характеристики, которые могли бы оказать существенное влияние на динамическую реакцию самолета на воздействие турбулентности; например, не должно быть совмещения резонансных пиков, которое может привести к значительному увеличению нагрузок;
(B) типовой полет нового самолета должен быть в основном эквивалентен типовому полету самолета аналогичной конструкции;
(C) должно быть показано соответствие выбранных значений скорости Uo.
(ii) при скорости VB величина Uo равна 1,32 значений, полученных в соответствии с требованиями пункта (b)(3)(i) настоящего Приложения;
(iii) при скорости VD величина Uo равна 1/2 значений, полученных в соответствии с требованиями пункта (b)(3)(i) настоящего Приложения;
(iv) при скоростях между VB и VC и между VC и VD величина Uo определяется линейной интерполяцией.
(4) Если в анализе учтена система повышения устойчивости самолета, влияние нелинейности системы на эксплуатационные нагрузки должно быть принято в расчет реалистичным методом или в запас.
(c) [Зарезервирован].
(d) [Зарезервирован].