В соответствии с подпунктом 41-19) пункта 1 статьи 14 Закона Республики Казахстан от 15 июля 2010 года "Об использовании воздушного пространства Республики Казахстан и деятельности авиации" ПРИКАЗЫВАЮ:
1. Утвердить прилагаемые нормы летной годности гражданских воздушных судов Республики Казахстан.
2. Комитету гражданской авиации Министерства по инвестициям и развитию Республики Казахстан (Сейдахметов Б.К.) обеспечить:
1) в установленном законодательством порядке государственную регистрацию настоящего приказа в Министерстве юстиции Республики Казахстан;
2) в течение десяти календарных дней после государственной регистрации настоящего приказа в Министерстве юстиции Республики Казахстан, направление его копии на официальное опубликование в периодических печатных изданиях и информационно-правовой системе "Әділет";
3) размещение настоящего приказа на интернет-ресурсе Министерства по инвестициям и развитию Республики Казахстан и на интранет-портале государственных органов;
4) в течение десяти рабочих дней после государственной регистрации настоящего приказа в Министерстве юстиции Республики Казахстан представление в Юридический департамент Министерства по инвестициям и развитию Республики Казахстан сведений об исполнении мероприятий, предусмотренных подпунктами 1), 2) и 3) пункта 2 настоящего приказа.
3. Контроль за исполнением настоящего приказа оставляю за собой.
4. Настоящий приказ вводится в действие по истечении двадцати одного календарного дня после дня его первого официального опубликования.
Исполняющий обязанности | |
Министра по инвестициям и | |
развитию Республики Казахстан | Ж. Қасымбек |
"СОГЛАСОВАН"
Министр внутренних дел
Республики Казахстан
______________ К.Н. Касымов
6 август 2015 года
| Утверждены приказом исполняющего обязанности Министра по инвестициям и развитию Республики Казахстан от 27 марта 2015 года № 367 |
Нормы
летной годности гражданских
воздушных судов Республики Казахстан
Глава 1. Общие положения
Сноска. Заголовок главы 1 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
1. Настоящие нормы летной годности гражданских воздушных судов Республики Казахстан (далее - Нормы) разработаны в соответствии с подпунктом 41-19) статьи 14 Закона Республики Казахстан "Об использовании воздушного пространства Республики Казахстан и деятельности авиации" (далее - Закон) в целях повышения уровня безопасности полетов гражданских воздушных судов и устанавливают основные требования к конструкции, параметрам и летным качествам гражданских воздушных судов (далее - ВС) и их компонентов.
2. Настоящие Нормы распространяются на гражданские ВС, двигатели и оборудование гражданских ВС. Разработка национальных стандартов, технических заданий и технических условий гражданских ВС осуществляется на основе настоящих Норм.
3. Требования настоящих Норм применяется при конструировании, изготовлении, испытании, сертификации, техническом обслуживании и ремонте гражданских ВС.
4. Отступления от настоящих Норм признаются уполномоченной организацией в сфере гражданской авиации приемлемыми, если невыполнение отдельных Норм компенсируется другими мерами, обеспечивающими эквивалентный уровень летной годности, сертифицированными и принятыми исполнителем и заказчиком.
Сноска. Пункт 4 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).5. В настоящих Нормах используются следующие термины и определения:
1) максимальная частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя частота вращения ротора на максимальном или максимальном длительном режиме, если максимальный режим не предусмотрен Руководством по технической эксплуатации;
2) ресурс воздушного винта до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного технической документацией на воздушный винт. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных Регламентом технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей;
3) ресурс вспомогательного двигателя до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта. В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного техническими условиями, на вспомогательный газотурбинный двигатель. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение предусмотренных в Регламенте технического обслуживания локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей;
4) антенно-фидерные устройства - совокупность устройств, включающая в себя антенну, соединительные элементы и фидеры, обеспечивающих прием и (или) излучение электромагнитной энергии бортовым радиотехническим оборудованием навигации, посадки и (или) радиосвязным оборудованием. В состав антенно-фидерных устройств могут также входить фильтры, коммутирующие устройства и другие элементы;
5) прибор - устройство, имеющее самостоятельное эксплуатационное значение и обеспечивающее измерение и индикацию параметра (параметров);
6) переменный процесс - процесс изменения во времени параметров вспомогательного газотурбинного двигателя, воздушного винта и двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, переход с одного режима на другой режим, полная и частичная приемистости, дросселирование, сброс газа, останов);
7) переменный процесс воздушного винта - процесс изменения во времени параметров воздушного винта между двумя установившимися режимами (запуск, останов);
8) переменный процесс двигателя - процесс изменения во времени параметров двигателя между двумя установившимися режимами (запуск, полная и частичная приемистости, дросселирование, сброс газа, останов);
9) наработка газотурбинного двигателя - продолжительность эксплуатации вспомогательного газотурбинного двигателя в наземных условиях и в полете, выраженная в часах, числе эксплуатационных циклов, числе включений;
10) наработка воздушного винта - продолжительность эксплуатации воздушного винта в полете и наземных условиях, выраженная в часах, числе полетных циклов;
11) наработка двигателя - продолжительность эксплуатации двигателя в полете и наземных условиях, выраженная в часах, числе полетных циклов, числе включений;
12) наработка ВС - продолжительность эксплуатации ВС в полете и наземных условиях, выражаемая в часах налета, числе полетов (посадок) или других единицах;
13) экспортный сертификат летной годности ВС - документ, удостоверяющий соответствие экземпляра ВС требованиям Норм летной годности государства-изготовителя или государства регистрации, где ВС состояло в реестре;
14) полет ВС - перемещение ВС по земной (водной) поверхности и в воздушном пространстве от начала разбега при взлете (отрыва от земной или водной поверхности при вертикальном взлете) до окончания пробега (освобождение взлетно-посадочной полосы без остановки) или касания земной (водной) поверхности при вертикальной посадке;
15) функциональная система ВС - совокупность взаимосвязанных изделий, предназначенных для выполнения заданных общих функций;
16) комплекс средств пожарной защиты ВС - совокупность конструктивных мер пожарной защиты, средств пожарной сигнализации и пожаротушения, контроля и управления ими на ВС;
17) угол атаки ВС а - угол между продольной осью ОХ и проекцией скорости ВС V на плоскость ОХУ связанной системы координат. Выбор продольной оси должен быть указан во всех документах, где приводится а. Соответствующий а коэффициент подъемной силы (Су) определяется в скоростной системе координат;
18) балансировка ВС - состояние равновесия всех действующих на ВС моментов в установившемся режиме полета, обеспечиваемое для каждой конфигурации соответствующими отклонениями рулей. Положения рулей и рычагов управления, обеспечивающие балансировку ВС, называются балансировочными. Балансировкой ВС с освобожденным управлением называется балансировка, при которой усилия на рычагах управления уменьшаются с помощью триммирующих устройств практически до нуля. На сбалансированном по усилиям ВС освобождение рычагов управления не приводит к их перемещениям под воздействием остаточной несбалансированности - допускается остаточная несбалансированность только в пределах силы трения в управлении;
19) воздушный винт - лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем и предназначенный для получения тяги, необходимой для движения ВС;
20) мощность воздушного винта (Nв) - мощность, затрачиваемая на вращение воздушного винта;
21) режим управления воздушным движением - режим работы радиолокационного ответчика в диапазоне частот и по кодам "запрос – ответ", принятым в системе вторичной радиолокации;
22) втулка воздушного винта - часть воздушного винта, соединяющая лопасти с валом двигателя (редуктора);
23) регулятор воздушного винта - агрегат двигателя, управляющий шагом воздушного винта и автоматически поддерживающий заданную частоту его вращения;
24) система регулирования и управления воздушным винтом - система, предназначенная для регулирования частоты вращения воздушного винта изменением угла установки лопастей;
25) опытный воздушный винт - воздушный винт, не проходивший государственных испытаний. Государственные испытания - испытания опытного воздушного винта, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия воздушного винта требованиям нормативно-технической документации и настоящих Норм, определяющим сертификацию воздушного винта "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности;
26) отрицательная тяга воздушного винта - тяга воздушного винта в направлении, противоположном движению ВС;
27) реверсивный режим работы воздушного винта - режим работы воздушного винта, на котором создается отрицательная тяга при затрате мощности на его вращение;
28) ожидаемые условия эксплуатации воздушного винта включают указанные ниже параметры (режимы) полета, параметры состояния и воздействия на воздушный винт внешней среды и эксплуатационные факторы, в том числе изменение этих характеристик (там, где это возможно) по времени за полетный цикл. Полетный цикл включает в себя ожидаемые установившиеся режимы и переменные процессы работы воздушного винта, начиная от запуска двигателя на земле до выключения после посадки ВС, а также все режимы при проведении работ по техническому обслуживанию, отнесенные к одному полетному циклу;
29) назначенный ресурс воздушного винта (деталей) - суммарная наработка воздушного винта (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния. В пределах назначенного ресурса воздушного винта могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно назначенного ресурса воздушного винта (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного технической документацией. Временно назначенный ресурс воздушного винта устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно назначенного ресурса воздушного винта его эксплуатация может быть продолжена;
30) полет по маршруту - этап полета от момента окончания взлета до начала захода на посадку;
31) управляемость ВС - свойство ВС отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления (штурвала и педалей);
32) первичная система электроснабжения - система электроснабжения, генераторы которой приводятся во вращение маршевыми двигателями ВС или вспомогательной силовой установкой;
33) первичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от системы генерирования к распределительным устройствам;
34) назначенный ресурс - суммарная наработка ВС, при достижении которой эксплуатация ВС должна быть прекращена независимо от его состояния;
35) установившийся режим - режим работы двигателя, при котором его параметры не изменяются по времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации);
36) режим холостого хода - установившийся режим, при котором вспомогательный газотурбинный двигатель работает без отбора мощности;
37) свидетельство или сертификат о годности изделия - документ, удостоверяющий соответствие типа двигателя или оборудования настоящим Нормам;
38) температура газа двигателя (в одном из сечений газовоздушного тракта двигателя) - среднемассовая температура заторможенного потока газа (в этом сечении);
39) температура газа вспомогательного газотурбинного двигателя (в одном из сечений газовоздушного тракта вспомогательного газотурбинного двигателя) - среднемассовая температура заторможенного потока газа (в этом сечении);
40) датчик - измерительное устройство для выработки сигнала о текущем значении измеряемого параметра;
41) максимальная допустимая взлетная масса mmax дв - наибольшая разрешенная в ожидаемых условиях эксплуатации для данного аэродрома взлетная масса ВС с учетом требований подпункта 182) настоящего пункта, но не более взлетной массы;
42) максимальный достигнутый угол атаки (коэффициент подъемной силы) ад max (cу д max) - наибольшее значение угла атаки (коэффициента подъемной силы) ВС, достигнутое при летных испытаниях;
43) максимальный балансировочный угол атаки (коэффициент подъемной силы) аб max (су б max) - наибольшее установившееся значение угла атаки (коэффициента подъемной силы) ВС при полном отклонении штурвала на кабрирование в рассматриваемых условиях полета (конфигурация, центровка, положение стабилизатора, режим работы двигателей);
44) минимальная высота ухода на второй круг - наименьшая высота над уровнем взлетно-посадочной полосы, с которой возможен уход на второй круг в условиях, установленных настоящими Нормами;
45) уход на второй круг - маневр перевода ВС с режима захода на посадку (посадки) в режим набора высоты;
46) угол атаки (коэффициент подъемной силы) возникновения предупредительных признаков аn (су n) - угол атаки (коэффициента подъемной силы), на котором возникают естественные или искусственно созданные предупредительные признаки близости к допустимому углу атаки (коэффициенту нормальной силы) адоn (су доn);
47) ресурс до списания - ресурс ВС от начала эксплуатации до его списани, обусловленного предельным состоянием;
48) ложный запуск вспомогательного газотурбинного двигателя - раскрутка ротора вспомогательного газотурбинного двигателя и ротора двигателя пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания;
49) продолженный (завершенный) взлет - взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя или систем ВС, влияющих на взлетные характеристики, после чего взлет продолжается и завершается с отказавшим двигателем или системой;
50) ложный запуск двигателя - раскрутка ротора двигателя пусковым устройством с подачей топлива в камеру сгорания при выключенной системе зажигания;
51) светотехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее как общее, так и местное освещение пассажирских салонов, кабин экипажа, технических и грузовых отсеков, приборов и пультов управления, обозначение и наружное освещение аварийных выходов, световое обозначение местоположения ВС, а также освещение внешнего пространства при рулении, взлете, посадке и освещение элементов конструкции ВС;
52) вид оборудования - оборудование с общим признаком назначения, принципа действия или рабочего процесса;
53) режим земного малого газа - установившийся режим, работы двигателя на земле при минимальной частоте вращения ротора и тяге (мощности), при которых обеспечивается его устойчивая работа и требуемая приемистость;
54) ремонтный двигатель - серийный двигатель, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса;
55) ремонтный воздушный винт - серийный воздушный винт, отремонтированный до состояния, обеспечивающего его дальнейшую эксплуатацию в пределах межремонтного ресурса;
56) система - совокупность взаимосвязанных изделий авиационной техники, предназначенных для выполнения заданных функций;
57) повреждение - частичное разрушение, после которого сохраняется возможность противостоять нагрузкам определенной величины; усталостное повреждение - повреждение, вызванное усталостью;
58) индикатор - средство отображения информации о количественном или качественном значении параметров;
59) угол тангажа u - угол между продольной осью ОХ и горизонтальной плоскостью OXgZg нормальной системы координат;
60) входная кромка взлетно-посадочной полосы - линия торца взлетно-посадочной полосы, над которой пролетает ВС при посадке;
61) высота принятия решения - относительная высота, отсчитываемая от уровня торца взлетно-посадочной полосы, на которой должен быть начат маневр ухода на второй круг в случаях, если до ее достижения не был установлен визуальный контакт с ориентиром, необходимый для выполнения посадки или, если на этой высоте положение ВС относительно заданной траектории полета не обеспечивает безопасность посадки;
62) предельный угол атаки (коэффициент подъемной силы) аnред ( у nред) - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве предельного ограничения для предписанных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС и режимов полета;
63) комплекс-совокупность информационных систем, вычислительно-программирующих средств, систем индикации, сигнализации и управления, предназначенных для совместного выполнения группы задач общего функционального назначения;
64) электрическая мощность вспомогательного газотурбинного двигателя - электрическая мощность, отбираемая от электрогенераторов вспомогательного газотурбинного двигателя для самолетных приемников электрической энергии;
65) назначенный ресурс вспомогательного газотурбинного двигателя (деталей) - суммарная наработка вспомогательного газотурбинного двигателя (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния. В пределах назначенного ресурса вспомогательного газотурбинного двигателя могут проводиться регламентированные ремонты, в том числе капитальные, и восстановительные работы с заменой некоторых деталей, а в пределах назначенных ресурсов деталей могут проводиться их регламентированные восстановительные ремонты. Значения временно назначенного ресурса вспомогательного двигателя (деталей) последовательно увеличиваются, начиная от начального его значения до заданного техническими условиями на вспомогательный двигатель. Временно назначенный ресурс вспомогательного двигателя устанавливается в пределах временно назначенных ресурсов основных деталей, замена которых не предусматривается при регламентированных ремонтах или восстановительных работах. По мере увеличения временно назначенного ресурса вспомогательного двигателя его эксплуатация может быть продолжена;
66) угол наклона траектории Х - угол между направлением земной скорости Vk и горизонтальной плоскостью OXgZg нормальной системы координат. Земная скорость Vk - скорость движения центра масс ВС относительно какой-либо из земных систем координат;
67) средства контроля работы силовой установки (рассматриваемые в параграфе 6 главы 17 и параграфе 13 главы 18 настоящих Норм) - приборы, обеспечивающие измерение и индикацию экипажу параметров работы двигателей, топливной и масляной систем;
68) приборы контроля работы силовой и вспомогательной установок - аппаратура, обеспечивающая измерение и индикацию параметров работы двигателей и систем силовой и вспомогательной установок;
69) силовая установка - совокупность элементов ВС, необходимых для создания тяги. Силовая установка включает двигатели, воздушные винты (для турбовинтового двигателя), топливную и масляную системы, системы управления двигателями, контроля и охлаждения, воздухозаборники, противопожарную защиту и другое оборудование;
70) система охлаждения и вентиляции силовой установки - совокупность элементов ВС и двигателя, обеспечивающих подвод и отвод воздуха для охлаждения наиболее теплонапряженных элементов конструкции мотогондол, внешних корпусов и агрегатов двигателя, а для вспомогательного газотурбинного двигателя дополнительно - создание необходимых температурных условий для его запуска в полете;
71) режим малого газа - установившийся режим с минимальной частотой вращения ротора турбокомпрессора, при которой обеспечивается устойчивая работа вспомогательного газотурбинного двигателя;
72) угол скольжения ВС в - угол между направлением скорости ВС V и плоскостью ОХУ связанной системы координат;
73) режим проверки приемистости - режим работы двигателя на стенде с тягой (мощностью) не более 15 % от ее значения на взлетном режиме, от которого проверяется время регламентированной приемистости, не превышающее 5 секунд, до достижения 95 % взлетной тяги (мощности). При этом время регламентированной приемистости может определяться от режима полетного малого газа, если этот режим установлен для двигателя;
74) центробежный затяжелитель шага - защитное устройство для предотвращения раскрутки воздушного винта путем увеличения его шага;
75) центробежный фиксатор шага - защитное устройство для предотвращения раскрутки воздушного винта путем фиксации его шага;
76) вторичная система распределения - часть системы распределения, передающая электроэнергию от распределительных устройств к приемникам электроэнергии;
77) перегрузка n - отношение результирующей силы R (сумма тяги Р и аэродинамической силы RA) к произведению массы ВС m на ускорение свободного падения g. При определении перегрузки n для условий разбега, приземления и пробега дополнительно учитывается сила реакции земли;
78) вторичная система электроснабжения - система электроснабжения, источниками которой являются преобразующие устройства, питаемые от первичной системы;
79) нормальный взлет - взлет при нормальной работе всех двигателей и систем ВС, влияющих на взлетные характеристики;
80) нормальный запуск двигателя - переменный процесс раскрутки ротора (роторов) двигателя от неподвижного состояния (или режима авторотации) до достижения режима малого газа или холостого хода с сохранением времени запуска и других параметров в пределах, установленных технической документацией;
81) нормальный запуск вспомогательного газотурбинного двигателя - переменный процесс раскрутки ротора (роторов) вспомогательного газотурбинного двигателя от неподвижного состояния (или режима авторотации) до достижения режима малого газа или холостого хода с сохранением времени запуска и других параметров в пределах, установленных технической документацией;
82) установившийся режим - режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя, при котором его параметры не изменяются во времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации);
83) остаточная прочность - прочность конструкции (элемента, материала) при наличии повреждения;
84) отказы воздушного винта с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
разрушения, которые могут приводить к отрывам лопастей воздушного винта или их частей;
отказы, приводящие к возникновению недопустимой отрицательной тяги;
85) отказы двигателя с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпусов (нелокализованные разрушения);
нелокализованные пожары;
отказы, вызывающие повышение содержания в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций;
отказы, приводящие к возникновению недопустимой тяги в направлении, противоположном движению ВС;
отказы, исключающие возможность выключения двигателя;
86) отказы вспомогательного газотурбинного двигателя с опасными последствиями - отказы, которые могут приводить к катастрофической ситуации. К отказам с опасными последствиями относятся:
разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпуса вспомогательного газотурбинного двигателя (нелокализованные разрушения);
нелокализованные пожары вспомогательного газотурбинного двигателя;
отказы, вызывающие повышение в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций;
отказы, приводящие к невозможности использования вспомогательного газотурбинного двигателя в полете в аварийной ситуации;
87) безопасное повреждение - повреждение конструкции, не снижающее остаточную прочность ниже допустимого уровня;
88) концевая полоса безопасности - часть летной полосы, расположенная непосредственно за кромкой взлетно-посадочной полосы и предназначенная для завершения пробега ВС в особых ситуациях;
89) критический двигатель - двигатель, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в летных характеристиках, в поведении, в управляемости и в условиях пилотирования ВС на рассматриваемом режиме полета;
90) система управления двигателями - совокупность всех элементов, обеспечивающих запуск, изменение или поддержание режима работы (тяги или мощности) и выключение каждого двигателя силовой установки;
91) назначенный ресурс двигателя (деталей) - суммарная наработка двигателя (деталей), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его (их) состояния;
92) ресурс двигателя до первого капитального ремонта - установленная наработка от начала эксплуатации до первого капитального ремонта.
В процессе серийного производства и эксплуатации ресурс до первого капитального ремонта подлежит увеличению от начального его значения до заданного техническими условиями на двигатель. В пределах ресурса до первого капитального ремонта и межремонтных ресурсов допускается проведение локальных ремонтов и восстановительных работ с заменой отдельных деталей;
93) располагаемая длина разбега - длина взлетно-посадочной полосы, уменьшенная на длину участка выруливания;
94) располагаемая посадочная дистанция - расстояние по горизонтали, равное длине взлетно-посадочной полосы;
95) располагаемая летная полоса - сумма длин взлетно-посадочной полосы и одной концевой полосы безопасности (если таковая имеется);
96) заход на посадку - этап полета с высоты начала перехода конфигурации из полетной в конфигурацию захода на посадку, но не ниже 400 метров, и до высоты 15 метров над уровнем торца взлетно-посадочной полосы (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 132 настоящих Норм);
97) посадочная дистанция Lпoc - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с высоты 15 метров (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 110 настоящих Норм), над уровнем торца взлетно-посадочной полосы до полной его остановки;
98) посадка - этап полета с высоты 15 метров (9 метров для случаев, оговоренных пунктом 111 настоящих Норм) над уровнем торца взлетно-посадочной полосы, включающий воздушный участок до касания и пробег до полной остановки;
99) вспомогательная силовая установка - совокупность элементов с вспомогательным газотурбинным двигателем, являющаяся источником сжатого воздуха, электроэнергии, мощности на валу и предназначенная для обеспечения работы систем ВС на земле и в полете, в том числе для запуска двигателей силовой установки и электроснабжения систем ВС в полете при отказе первичных источников, установленных на двигателях силовой установки;
100) эквивалентная воздушная мощность вспомогательного газотурбинного двигателя - мощность, которую может развивать отбираемый от вспомогательного газотурбинного двигателя сжатый воздух при его адиабатическом расширении до атмосферного давления;
101) угол крена у - угол между поперечной осью OZ и осью OZg нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю. Начало нормальной системы координат помещается в центре масс ВС. Ось OZg направлена вверх по местной вертикали. Направление осей OXg и OZg выбирается в соответствии с задачей;
102) угол атаки (коэффициент Подъемной силы) сваливания ас (су с - угол атаки ВС (коэффициента подъемной силы) соответствующий началу сваливания). Под началом сваливания понимается момент возникновения на больших углах атаки недопустимого по оценке пилота и данным регистрации не прекращающегося без уменьшения угла атаки самопроизвольного апериодического или колебательного движения ВС (исключая движение, которое легко парируется малыми обычными отклонениями рулей). Под сваливанием понимается явление, возникающее на больших углах атаки, характеризующиеся самопроизвольным апериодическим или колебательным движением ВС с большой амплитудой, не прекращающимся без уменьшения угла атаки;
103) короткопериодическое движение - вид собственного продольного движения ВС относительно его центра масс, характеризуемый сравнительно быстрым колебательным изменением кинематических параметров вращения ВС при практически постоянной скорости полета V ;
104) радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением - оборудование, обеспечивающее определение местоположения ВС в полете, на маршруте, на взлете и при посадке, а также автоматическую передачу данных наземным службам управления воздушным движением радиотехническим способом;
105) основные детали - детали, разрушение или последствия разрушения которых, могут привести к опасным для ВС последствиям. Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки воздушного винта и эксплуатации его прототипов;
106) основной запас топлива - масса топлива, расходуемая при запуске и прогреве двигателей, рулении, взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке, определяемая при принятых прогнозируемых условиях (температурах наружного воздуха и скоростях ветра по трассе), а также при выдерживании расчетных режимов и профиля полета;
107) основное оборудование - оборудование, необходимое для обеспечения основных заданных функций в ожидаемых условиях эксплуатации;
108) максимальный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый максимальной тягой (мощностью) на земле или в полете в течение ограниченного времени;
109) максимальный допустимый крутящий момент (применительно только к двигателям со свободной турбиной) - максимальный крутящий момент, приложение которого в течение периода времени до 20 секунд не приводит к опасным последствиям для двигателя;
110) максимальная частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации частота вращения ротора на максимальном (взлетном) режиме;
111) масляная система - система силовой установки, включающая агрегаты и узлы двигателя и силовой установки, обеспечивающая размещение и охлаждение масла, а также его циркуляцию для смазки и охлаждения узлов трения двигателя в процессе его работы;
112) максимальный режим - установившийся режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя на земле и в полете, характеризуемый максимальной величиной отбираемой эквивалентной воздушной и электрической мощности в течение ограниченного времени;
113) максимальный длительный режим - установившийся режим работы вспомогательного газотурбинного двигателя, характеризуемый наибольшей величиной отбираемой эквивалентной воздушной и электрической мощностей, допускаемыми Руководством по технической эксплуатации без ограничений времени работы;
114) модифицированный воздушный винт - воздушный винт, являющийся развитием серийного воздушного винта, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность;
115) максимальная допустимая посадочная масса mmax дп - наибольшая разрешенная в ожидаемых условиях эксплуатации для данного аэродрома посадочная масса ВС с учетом требований подпункта 155) настоящего пункта, но не более максимальной посадочной массы;
116) максимальный продолжительный режим - установившийся режим работы двигателя, характеризуемый пониженными по сравнению с максимальным режимом значениями частоты вращения ротора (роторов) и температуры газа перед турбиной, при которых двигатель может работать с ограниченной по времени общей наработкой. При этом, условия применения максимального, взлетного и максимального продолжительного режимов, а также, допустимая суммарная наработка на этих режимах за ресурс, указываются в Руководстве по технической эксплуатации, регламентация этих режимов (ограничения по условиям и длительности их применения) не лишает пилота выходить за пределы этих ограничений в опасной ситуации;
117) основные детали - детали, разрушение или последствия разрушения которых могут привести к опасным для ВС последствиям.
Конкретный перечень основных деталей определяется на основе анализа отказов, которые могут иметь опасные последствия, с учетом опыта доводки двигателя и эксплуатации его прототипов;
118) фактическая траектория - траектория, продемонстрированная в летных испытаниях;
119) осредненный эксплуатационный цикл (далее - эксплуатационный цикл) изменение по времени давления и температуры воздуха на входе во вспомогательный газотурбинный двигатель, изменение частоты вращения роторов и других параметров, характеризующих режимы работы вспомогательного газотурбинного двигателя на ВС. Эксплуатационный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых циклов работы вспомогательного газотурбинного двигателя в наземных условиях на ВС и в полете с использованием данных о фактических условиях работы вспомогательного двигателя в эксплуатации;
120) установившийся режим - режим работы воздушного винта, при котором его параметры не изменяются во времени (допускается изменение параметров в пределах допусков, указанных в технической документации на воздушный винт);
121) исполнитель (изготовитель) - организация, осуществляющая проектирование, постройку опытных образцов авиационной техники и выпуск серийных ВС, двигателей и оборудования;
122) осредненный полетный цикл (полетный цикл) - изменение по времени давления и температуры воздуха на входе в двигатель и изменение частот вращения роторов двигателя и других параметров, характеризующих режимы работы двигателя на ВС. Полетный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых полетных циклов с использованием данных о фактических условиях работы двигателя в эксплуатации;
123) центральный сигнальный огонь - светосигнальное устройство, предназначенное для привлечения внимания и информации членов экипажа ВС о включении любого из относящихся к нему аварийных или предупреждающих сигналов;
124) топливная система - система для размещения топлива на ВС, выработки его в определенном порядке, подачи топлива в двигатели силовой установки и вспомогательной силовой установки и другие потребители, а также для выполнения вспомогательных функций;
125) система централизованной заправки топливом - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие наполнение баков топливом в заданной последовательности и в определенном количестве при подаче топлива под давлением;
126) система аварийного слива топлива - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие в необходимых случаях быстрый слив определенного количества топлива из баков в атмосферу во время полета;
127) система дренажа топливных баков - часть топливной системы ВС, включающая устройства и трубопроводы, обеспечивающие сообщение воздушных полостей баков с атмосферой;
128) топливный бак-кессон - герметизированный отсек конструкции ВС, предназначенный для размещения топлива;
129) насос подкачки топлива - насос, который подает топливо к двигателям из расходного бака или расходного отсека топливного бака;
130) насос перекачки топлива - насос для перекачки топлива из одних топливных баков ВС в другие;
131) огненепроницаемый материал - материал, не пропускающий пламя керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 0 С в течение 15 минут;
132) огнестойкий материал - материал, выдерживающий действие пламени керосиновой или газовой лампы с диаметром факела 120 миллиметров и температурой 1100 + 50 0 С в течение 5 минут;
133) расходный топливный бак - топливный бак ВС, из которого топливо подается к двигателям (двигателю) и другим потребителям;
134) расходный отсек топливного бака - часть топливного бака ВС, из которого топливо подается к двигателю и другим потребителям;
135) осредненный полетный цикл (полетный цикл) - изменение по времени режимов работы воздушного винта и других параметров, характеризующих условия его работы на ВС. Полетный цикл получается путем анализа, группировки и осреднения типовых полетных циклов с использованием данных о фактических условиях работы воздушного винта в эксплуатации;
136) устойчивость - свойство ВС восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму после прекращения действия на ВС возмущений;
137) воздушный винт изменяемого шага - воздушный винт, лопасти которого во время работы могут автоматически или с помощью ручного управления поворачиваться вокруг своих осей и устанавливаться под необходимым углом;
138) живучесть - свойство конструкции (элемента, материала) сохранять прочность при наличии повреждений (в том числе усталостных);
139) испытания на живучесть - экспериментальное определение остаточной прочности частично поврежденной конструкции;
140) допустимая наработка в эксплуатации с учетом живучести - наработка, в пределах которой обеспечение необходимого уровня безопасности требует специальных осмотров конструкции, направленных на предотвращение состояния, характеризующегося наличием повреждений, снижающих остаточную прочность ниже допустимого уровня;
141) тракт измерения (управления) - цепочка последовательно связанных элементов в одной или нескольких системах или комплексах, решающая задачи восприятия, измерения и индикации (управления) параметра (параметром);
142) система генерирования - совокупность источников или преобразователей электроэнергии (генераторов, преобразовательных установок рода тока и величины напряжения, аккумуляторов), устройств стабилизации их напряжений и частот, устройств параллельной работы, защиты, управления и контроля, которые обеспечивают централизованное производство электроэнергии и поддержание ее характеристик в заданных пределах;
143) пожароопасный отсек - отсек на ВС, в котором имеется потенциальная опасность возникновения очага пожара;
144) противопожарный кран - устройство с дистанционным управлением, предназначенное для прекращения поступления топлива к двигателю и другим потребителям пожароопасного отсека;
145) компенсационный запас топлива - масса топлива, необходимая для компенсации погрешностей, связанных с точностью самолетовождения и топливоизмерительных систем, с разбросом индивидуальных характеристик эксплуатируемых ВС и двигателей, с возможными отклонениями метеорологических условий от прогнозируемых, а также дополнительное количество топлива, необходимое для компенсации методических погрешностей расчета потребного на полет запаса топлива;
146) ожидаемые условия эксплуатации - расчетные условия, определенные настоящими Нормами, эксплуатационные ограничения и рекомендуемые режимы полетов, установленные для данного типа ВС при его сертификации;
147) эксплуатационные ограничения - условия, режимы и значения параметров, преднамеренный выход за пределы которых недопустим в процессе эксплуатации ВС;
148) радиосвязное оборудование - оборудование, обеспечивающее прием и передачу сообщений по радиоканалам, ведение переговоров между членами экипажа и передачу оповещений пассажирам;
149) ресурс - наработка от начала эксплуатации или ее возобновления после ремонта до прекращения или приостановки эксплуатации ВС;
150) резервное оборудование - оборудование, необходимое для обеспечения нормального выполнения ограниченного количества функций с приемлемыми точностными характеристиками при отказе отдельных видов основного оборудования или невозможности его использования;
151) максимальный допустимый крутящий момент (применительно только к вспомогательному газотурбинному двигателю со свободной турбиной) - максимальный крутящий момент, приложение которого в течение 20 секунд не приводит к опасным последствиям для вспомогательного газотурбинного двигателя;
152) максимально допустимая частота вращения - максимальная в ожидаемых условиях эксплуатации частота вращения ротора, при превышении которой вспомогательный газотурбинный двигатель автоматически выключается;
153) допустимый угол атаки (коэффициент подъемной силы) а доn (судоn) - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве эксплуатационного ограничения для предписанных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС и режимов полета;
154) резервный запас топлива - масса топлива, необходимая для ухода на второй круг и выполнения полета на запасной аэродром с расчетной точки полета по маршруту в прогнозируемых метеоусловиях, на рекомендованной Руководством по летной эксплуатации высоте со скоростью, соответствующей минимальному километровому расходу топлива; выполнения полета на режиме ожидания над запасным аэродромом; осуществления захода на посадку до высоты принятия решения;
155) холодный запуск - нормальный запуск, осуществляемый не ранее чем через два часа после выключения вспомогательного газотурбинного двигателя или через другой, установленный технической документацией, промежуток времени;
156) холодный запуск - нормальный запуск, осуществляемый не ранее чем через два часа после выключения двигателя, или через другой, установленный технической документацией, промежуток времени;
157) таблица соответствия - документ, свидетельствующий о соответствии типа ВС, двигателей и оборудования требованиям настоящих Норм;
158) сигнализатор - прибор, обеспечивающий отображение информации о соответствии или несоответствии параметра, системы или объекта требуемому значению или состоянию в виде визуальных, звуковых и тактильных сигналов;
159) испытательный цикл вспомогательного газотурбинного двигателя - изменение по времени частот вращения роторов, положений регулирующих органов и условий на входе во вспомогательный газотурбинный двигатель при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в эксплуатационных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;
160) испытательный цикл воздушного винта - изменение по времени режимов работы воздушного винта при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в полетных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;
161) испытательный цикл двигателя - изменение по времени частот вращения роторов, положений регулирующих органов и условий на входе в двигатель при стендовых испытаниях, обеспечивающих возможно более полное и ускоренное воспроизведение повреждаемости, накопленной в полетных циклах, с учетом относительных частот использования этих циклов в эксплуатации;
162) режим реверсирования тяги - установившийся режим работы двигателя при включенном реверсивном устройстве;
163) заказчик - государственные органы и организации Республики Казахстан, организации гражданской авиации, заказывающие и (или) эксплуатирующие ВС;
164) опытный воздушный винт - воздушный винт, не проходивший государственных испытаний. Государственные испытания - испытания опытного воздушного винта, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия воздушного винта требованиям нормативно-технической документации и настоящих Норм, определяющим сертификацию воздушного винта "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности;
165) опытный двигатель - двигатель, не проходивший государственные испытания. При этом государственные испытания двигателя - испытания опытного двигателя, выполняемые официальной комиссией с целью подтверждения соответствия двигателя требованиям нормативно-технической документации и настоящим Нормам, определяющим сертификацию двигателя "до установки на ВС" для оформления Свидетельства о годности;
166) усталость - процесс постепенного накопления повреждений в конструкции (элементе, материале) под действием переменных напряжений, приводящий к изменению свойств, образованию и развитию трещин;
167) усталостная прочность (сопротивление усталости) - свойство конструкции (элемента, материала) противостоять усталости;
168) усталостная повреждаемость - условная мера усталости, определяемая расчетным способом (например, с использованием линейной гипотезы суммирования усталостной повреждаемости);
169) полная траектория - фактическая траектория, пересчитанная к номинальной регулировке двигателей по тяге (мощности) и к заданным в Руководстве по летной эксплуатации условиям и режимам полета с учетом процедур прогрева двигателей, установленных Руководством по летной эксплуатации;
170) серийный двигатель - двигатель, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции и применяемым материалам двигателю, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности;
171) серийный воздушный винт - воздушный винт, изготавливаемый в серийном производстве и соответствующий по основным данным, параметрам, конструкции, применяемым материалам воздушному винту, прошедшему государственные испытания и получившему Свидетельство о годности;
172) выносливость - свойство конструкции (элемента, материала) противостоять возникновению и развитию усталостных повреждений (выносливость на стадии до возникновения усталостных повреждений, выносливость на стадии развития усталостных повреждений);
173) испытания на выносливость - экспериментальное определение количественных характеристик выносливости путем многократного приложения к конструкции переменных нагрузок;
174) допустимая наработка в эксплуатации по условиям выносливости - наработка, в пределах которой необходимый уровень безопасности (предотвращение состояния, характеризующегося наличием усталостных повреждений, снижающих остаточную прочность ниже допустимого уровня) обеспечивается без специальных осмотров конструкции;
175) модифицированный двигатель - двигатель, являющийся развитием серийного двигателя, с такими изменениями конструкции, которые существенно влияют на его характеристики и летную годность;
176) рекомендуемые режимы полетов - режимы полетов в пределах эксплуатационных ограничений, установленных руководством по летной эксплуатации ВС;
177) взлетный режим - максимальный режим работы двигателя на земле (H = 0, М = 0) при взлете ВС;
178) режим полетного малого газа - установившийся режим работы двигателя при минимальной допустимой частоте вращения ротора, обеспечивающей требуемую приемистость и величину тяги при заходе на посадку;
179) пилотажно-навигационное оборудование - совокупность измерительных, вычислительных и управляющих систем и устройств и систем отображения информации на борту ВС, предназначенных для решения задач пилотирования, навигации и самолетовождения в целом от взлета до посадки и выдачи информации потребителям;
180) летная полоса - участок местности, состоящий из ВПП - взлетно-посадочной полосы, КПБ - концевых полос безопасности и БПБ - боковых полос безопасности;
181) чистая траектория взлета - полная траектория взлета, градиенты Пн которой уменьшены в соответствии с настоящими Нормами;
182) потребный на полет запас топлива - запас топлива, включающий основной и аэронавигационный запасы топлива. Аэронавигационный запас топлива состоит из компенсационного и резервного запасов топлива;
183) длиннопериодическое движение - вид собственного продольного движения ВС относительно исходной траектории полета, характеризуемый сравнительно медленным колебательным изменением, как скорости, так и высоты полета при практически постоянном угле атаки;
184) располагаемая дистанция взлета - расстояние, равное сумме располагаемой длины разбега, концевой полосы безопасности и свободной зоны в направлении взлета, заявленной аэродромной службой, причем располагаемая дистанция взлета должна быть не более 150 % длины взлетно-посадочной полосы;
185) прерванный взлет - взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя или систем ВС, влияющих на взлетные характеристики, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением ВС до полной его остановки;
186) типовая конструкция - конструкция ВС, соответствие которой настоящим Нормам установлено по результатам заводских, государственных и эксплуатационных испытаний;
187) система флюгирования - система, предназначенная для перевода лопастей воздушного винта во флюгерное положение и включающаяся автоматически и вручную;
188) взлет - этап полета, включающий в себя разбег ВС и отрыв с последующим набором высоты 400 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы или высоты, на которой заканчивается переход в полетную конфигурацию в зависимости от того, какая из них больше;
189) предельное состояние - состояние конструкции, при котором ее дальнейшая эксплуатация должна быть прекращена из-за нарушения требований безопасности или ухода заданных параметров за установленные пределы, или снижения эффективности эксплуатации ниже допустимой;
190) предельные ограничения - ограничения режимов полета, выход за которые недопустим ни при каких обстоятельствах;
191) спиральное движение - вид собственного бокового апериодического движения ВС (обычно медленно протекающий), в процессе которого ВС перемещается по спиралеобразной траектории, самопроизвольно уменьшая или увеличивая ее кривизну и угол крена в зависимости от степени устойчивости или неустойчивости этого движения;
192) горячий запуск - нормальный запуск, осуществляемый не позже, чем через 15 минут после выключения работающего вспомогательного газотурбинного двигателя;
193) горячий запуск - нормальный запуск, осуществляемый не позже чем через 15 минут после выключения работающего двигателя;
194) отказное состояние (далее - функциональный отказ) - вид неработоспособного состояния системы в целом, характеризующийся определенным нарушением ее функции независимо от причин, вызывающих это состояние;
195) эквивалентная мощность (Nэкв) - сумма мощности воздушного винта и мощности реактивной струи турбовинтового двигателя;
196) электротехническое оборудование - оборудование, обеспечивающее генерирование, преобразование, распределение электроэнергии между приемниками электроэнергии, а также различного рода электротехнические устройства и механизмы, имеющие самостоятельное назначение и не являющиеся элементами других систем;
197) система электроснабжения - совокупность систем генерирования и распределения электроэнергии;
198) аварийный источник электроэнергии - источник электроэнергии, независящий от работы первичных источников, установленных на маршевых двигателях и вспомогательной силовой установке. Аварийный источник используется в полете при отказавших и (или) отключенных первичных источниках для питания ограниченного состава приемников электроэнергии (первой категории). Примерами аварийных источников служат аккумулятор, преобразователь, питаемый от аккумулятора;
199) система распределения электроэнергии - совокупность устройств, передающих электроэнергию от системы генерирования, элемента присоединения наземного источника к распределительным устройствам и от распределительных устройств к приемникам электроэнергии, обеспечивающих производство необходимых коммутаций, резервирование электропитания приемников и защиту от повреждения системы распределения;
200) приемники электроэнергии - системы, устройства, отдельные блоки, для работы которых необходима электроэнергия. По характеру требований надежности электроснабжения приемники электроэнергии разделяются на категории:
приемники электроэнергии первой категории, работа которых необходима для обеспечения безопасного завершения полета и посадки в соответствии с пунктом 30 настоящих Норм;
приемники электроэнергии второй категории, работа которых необходима для безопасного продолжения запланированного полета и посадки по заданию на полет;
приемники электроэнергии третьей категории, прекращение электропитания которых не влияет на безопасность полета и на выполнение задания на полет;
201) режим RBS (A, AC) (Radar Beacon System) - режим работы радиолокационного ответчика управления воздушным движением в диапазоне частот и по кодам "запрос – ответ", соответствующим Приложению 10 к Конвенции о Международной гражданской авиации;
202) длина разбега Lp - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки отрыва его от взлетно-посадочной полосы;
203) дистанция нормального (продолженного) взлета Lвзл - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки на высоте 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва;
204) дистанция прерванного взлета Lпp взл - расстояние по горизонтали, проходимое ВС от точки старта до точки полной остановки;
205) располагаемая дистанция прерванного взлета - длина располагаемой летной полосы, уменьшенная на длину участка выруливания;
206) градиент набора высоты
207) градиент снижения
208) полный градиент набора высоты
209) чистый градиент набора высоты
210) максимальная эксплуатационная перегрузка, указанная в Руководстве по летной эксплуатации, nymax - наибольшее допустимое по прочности конструкции значение нормальной перегрузки в центре тяжести ВС при маневре, определяемое в связанной системе координат при рассматриваемой полетной массе и конфигурации ВС.
6. Условные обозначения, используемые при рассмотрении характеристик устойчивости и управляемости ВС:
ф, бв, бэ, бн - углы отклонения аэродинамических органов управления, соответственно, стабилизатора, руля высоты, элеронов, руля направления;
фш.э - угловое отклонение штурвала от нейтрального положения;
Хв, Хэ, Хн - линейные перемещения рычагов управления штурвала и педалей (в месте приложения пилотом усилий) относительно своих нейтральных положений;
Рв, Рэ - усилия на штурвале соответственно в продольном и поперечном направлениях;
Ри = Рн прав - Рн лев - разность усилий на педалях;
tв, tэ, tн - углы отклонения триммеров руля высоты, элеронов и руля направления относительно своего нейтрального положения;
dPe dPэ dPн
----,----,----, - градиенты изменения усилий на штурвале и
dхв dхэ dхн
педалях по их ходу;
wх, wy, wz - скорости крена, рыскания и тангажа в связанной системе координат;
dPв dxв
Рnв = -----, Хnв = -----, - соответственно изменение усилий на
dny dny
штурвале и перемещение штурвала на единицу нормальной перегрузки;
^ny-заб
^ny-заб = -------- - относительный (по отношению к
^ny
установившемуся приращению) заброс нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты (стабилизатора);
tcp - время срабатывания, определяемое как интервал времени, необходимый для достижения 95 % установившегося приращения нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты (стабилизатора);
связанная (OXYZ) и скоростная (ОХа YaZa) системы координат и правила знаков, принятые при рассмотрении устойчивости и управляемости ВС. Начало координат системы находится в центре масс ВС. Продольная ось ОХ лежит в плоскости симметрии и направлена вперед от хвостовой к носовой части ВС. Направление продольной оси может быть выбрано как по базовым осям ВС, крыла или фюзеляжа, так и по главным осям инерции.
Нормальная ось OY расположена в плоскости симметрии ВС и направлена к его верхней части. Поперечная ось OZ перпендикулярна плоскости симметрии ВС и направлена в сторону правой части крыла.
Vmin ЭР (VMCG) - минимальная эволютивная скорость разбега;
Vmin ЭB (VMCA) - минимальная эволютивная скорость взлета;
Vmin отр (VMU) - минимальная скорость отрыва;
Vотк (VEF) - скорость в момент отказа двигателя;
V1 - скорость принятия решения, скорость разбега ВС, на которой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета; Vn.cт (VR) - скорость в момент подъема передней стойки шасси, скорость начала отклонения штурвала в направлении "на себя" для увеличения угла тангажа на разбеге;
Vотp (VLOF) - скорость отрыва, скорость ВС в момент отрыва основных его стоек шасси от поверхности взлетно-посадочной полосы по окончании разбега при взлете;
V2 - безопасная скорость взлета;
V2n - скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями;
V3 - скорость в момент начала уборки механизации на взлете;
V4 - скорость при полетной конфигурации на взлете;
Vmin эn (VMCL) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку;
Vmin эn-1 (VMCL-1) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем;
Vmin эn-2 (VMCL-2) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями. В скобках приведены обозначения скоростей, принятые в Международной организации гражданской авиации ИКАО;
VЗПДmin - минимальная демонстрационная скорость захода на посадку;
VЗПmax - максимальная скорость захода на посадку;
VЗП (VREF) - скорость захода на посадку;
VЗП_n-1 (VREF-1) - скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем;
VЗП_n-2 (VREF-2) - скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями;
Vc (Vs) - скорость сваливания или минимальная скорость ВС, соответствующая максимальному значению коэффициента подъемной силы в связанной системе координат, достигнутому в процессе торможения до угла атаки апред или ас, если апред назначается по сваливанию при условиях, оговоренных в пункте 44 настоящих Норм, приведенная к nyа = 1;
Vc1 (VsL) - скорость сваливания или минимальная скорость ВС в рассматриваемой конфигурации для рассматриваемых значений массы, центровки ВС и режима работы двигателей, соответствующего полетному малому газу;
Vа доn (Vс у доn) - скорость при допустимом угле атаки (коэффициенте подъемной силы), приведенная к nуа = 1;
Vnn - скорость, соответствующая возникновению предупредительных признаков, приведенная к nуа = 1;
Vmах э - максимальная эксплуатационная скорость;
Vmах mах - расчетная предельная скорость.
Для краткого обозначения скоростей должны использоваться следующие сокращения:
ПР (JAS) - приборная скорость;
ИЗ (CAS) - индикаторная земная скорость;
ИН (EAS) - индикаторная скорость;
ИС (TAS) - истинная скорость.
Указанные сокращения ставятся после числового значения с размерностью.
Например, приборная скорость захода на посадку, равная 200 км/ч, обозначается Vзn = 200 км/ч ПР.
Приборная скорость - скорость, которую показывает указатель скорости, проградуированный по разности между полным и статическим давлениями воздуха с вычетом сжимаемости при давлении воздуха на уровне моря в стандартных условиях:
VПP --> Рполн - Рст, где, Рполн берется с учетом сжимаемости воздуха.
Индикаторная земная скорость - приборная скорость, исправленная на инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку:
VИЗ = VПР + бVnр + бVа.
Индикаторная скорость - индикаторная земная скорость, исправленная на поправку на сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на уровне моря:
VИН = VИЗ + бVсж.
Истинная скорость - скорость ВС относительно невозмущенного потока, связанная с индикаторной скоростью.
Глава 2. Общие требования
Сноска. Заголовок главы 2 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
7. Настоящие Нормы устанавливают:
государственные требования к летной годности ВС, при котором уровень летной годности ВС достигается выполнением всех требований настоящих Норм;
факторы (условия или причины), приводящие к возникновению особых ситуаций и подлежащие рассмотрению при оценке летной годности ВС, которые указываются в соответствующих пунктах настоящих Норм.
При этом особой ситуацией признается ситуация, возникшая в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний, и приводящая к снижению безопасности полета.
По степени опасности особые ситуации разделяются на:
1) усложнение условий полета, характеризующееся незначительным увеличением психофизиологической нагрузки на экипаж, или незначительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик ВС. Усложнение условий полета не приводит к необходимости немедленного или не предусмотренного заранее изменения плана полета и не препятствует его благополучному завершению;
2) сложные ситуации, характеризующиеся заметным повышением психофизиологической нагрузки на экипаж или заметным ухудшением характеристик устойчивости, управляемости, летных характеристик либо выходом одного или нескольких параметров полета за эксплуатационные ограничения, но без достижения предельных ограничений и (или) расчетных условий;
3) аварийные ситуации, характеризующиеся значительным повышением психофизиологической нагрузки на экипаж или значительным ухудшением характеристик устойчивости и управляемости или летных характеристик либо приводящая к достижению (превышению) предельных ограничений и (или) расчетных условий;
4) катастрофические ситуации, при возникновении которых предотвращение гибели людей оказывается практически невозможным.
Предотвращение перехода сложной ситуации в аварийную или катастрофическую ситуацию обеспечивается своевременными и правильными действиями членов экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации ВС, в том числе немедленным изменением плана, профиля или режима полета.
По частоте возникновения события (отказы, отказные состояния, особые ситуации, внешние воздействия) делятся на повторяющиеся, умеренно вероятные, маловероятные, крайне маловероятные, практически невероятные.
При необходимости количественной оценки вероятностей возникновения событий должны использоваться следующие значения вероятностей, отнесенные либо к одному часу полета, либо к одному полету, в зависимости от характера рассматриваемого события:
повторяющиеся - более 10-3;
умеренно-вероятные - в диапазоне 10-3 - 10-5;
маловероятные - в диапазоне 1-5 - 10-7;
крайне маловероятные - в диапазоне 10-7 - 10-9;
практически невероятные - менее 10-9.
Отказное состояние системы может явиться следствием, как отказов отдельных элементов, так и комбинации этих отказов, если результирующее влияние таких отказов на работоспособность системы в целом оказывается одинаковым в каждом случае.
8. Ожидаемые условия эксплуатации включают в себя:
1) параметры состояния и факторы воздействия на ВС внешней среды:
барометрическое давление, плотность, температура и влажность воздуха;
направление и скорость ветра, горизонтальные и вертикальные порывы ветра и его градиенты;
воздействие атмосферного электричества, обледенение, град, снег, дождь, птицы;
2) эксплуатационные факторы:
состав экипажа ВС;
класс и категория аэродрома, параметры и состояние взлетно-посадочной полосы;
вес и центровка для всех предусмотренных конфигураций ВС;
возможные конфигурации - варианты геометрических форм ВС, соответствующие различным этапам и режимам полета (взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, экстренное снижение, заход на посадку и посадка, уход на второй круг);
режим работы двигателей и продолжительность работы на определенных режимах;
особенность применения ВС (выполнение полета в визуальных условиях или по приборам, над водной поверхностью, над равнинной, горной или безориентирной местностью, в высоких широтах, на грунтовых аэродромах);
характеристика воздушных трасс, линий и маршрутов;
состав и характеристика наземных средств обеспечения полета;
минимум погоды на взлете и посадке;
применяемое топливо, масла, присадки и другие расходуемые технические жидкости и газы;
периодичность и виды технического обслуживания, назначенный ресурс, срок службы ВС, его функциональных систем;
3) параметры (режимы) полета:
высота полета;
горизонтальные и вертикальные скорости;
перегрузки;
углы атаки, скольжения, крена и тангажа;
сочетания этих параметров для предусмотренных конфигураций ВС.
В ожидаемые условия эксплуатации включаются и другие данные, определяемые особенностями применения конкретного типа ВС. Ожидаемые условия эксплуатации входят в качестве ограничений, условий и методов эксплуатации ВС в его эксплуатационную документацию. При рассмотрении совокупности параметров ожидаемых условий эксплуатации для анализа особых ситуаций должна учитываться вероятность их одновременного возникновения.
9. Эксплуатационные и предельные ограничения устанавливаются изготовителем с учетом вероятности внешних воздействий и функциональных отказов, характеристик ВС, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых приборов и оборудования.
10. Эксплуатационные ограничения указываются в соответствующих разделах эксплуатационной документации (Руководство по летной эксплуатации, руководство по технической эксплуатации, Программа (регламент) технического обслуживания) в виде, обеспечивающем возможность контроля со стороны летного и наземного персонала.
Информация о предельных ограничениях приводится в Руководстве по летной эксплуатации.
11. При отсутствии или недостаточности естественных предупреждающих признаков ВС оборудуется искусственными средствами, обеспечивающими предупреждение экипажа в полете о приближении или достижении эксплуатационных ограничений. Если характеристики ВС, естественные признаки или искусственные средства не обеспечивают эффективного предупреждения, то ВС оборудуется специальными устройствами, предотвращающими непреднамеренный выход за предельные ограничения.
К средствам, предупреждающим экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений относятся:
1) разметка шкал индикаторов с выделением допустимых диапазонов;
2) тактильная, световая и звуковая сигнализации и другие.
К специальным устройствам, предотвращающим непреднамеренный выход за предельные ограничения, относятся:
механизмы изменения усилий и перемещений рычагов и органов управления;
устройства автоматического отклонения органов управления по сигналам датчиков или вычислителей предельных режимов.
В непосредственной близости от приборов могут устанавливаться надписи (таблицы) с обозначением диапазона эксплуатационных ограничений, контролируемых этими приборами параметров.
12. Возвращение ВС в область эксплуатационных ограничений или рекомендуемых режимов после выхода за эксплуатационные ограничения (без превышения предельных ограничений) не должно требовать от экипажа исключительного профессионального мастерства, применения чрезмерных усилий и (или) необычных приемов пилотирования.
13. ВС проектируется и строится таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации:
1) функциональный отказ, приводящий к возникновению катастрофической ситуации, оценивался как событие не более частое, чем практически невероятное, или чтобы суммарная вероятность возникновения катастрофической ситуации, вызванной функциональными отказами, для ВС в целом не превышала значения, соответствующего 10 -7 на один час полета;
2) суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации, вызванной функциональными отказами, для ВС в целом не превышала 10-6 на один час полета. При этом рекомендуется, чтобы любой функциональный отказ, приводящий к аварийной ситуации, оценивался как событие не более частое, чем крайне маловероятное;
3) суммарная вероятность возникновения сложной ситуации, вызванной функциональными отказами, для ВС в целом не превышала 10-4 на один час полета. При этом рекомендуется, чтобы любой функциональный отказ, приводящий к сложной ситуации, оценивался как событие не более частое, чем маловероятное.
Все усложнения условий полета и функциональные отказы, приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.
Значения вероятностей возникновения особых ситуаций рассчитываются исходя из продолжительности типового полета.
Анализ особых ситуаций проводится с учетом взаимовлияния функциональных систем.
14. Функциональный отказ может быть отнесен к событию практически невероятному, если выполняется одно из следующих условий:
1) указанное состояние является сочетанием двух и более независимых последовательных отказов и возникает с вероятностью менее 10-9 на один час полета;
2) указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушение, заклинивание) и изготовитель обоснует практическую невероятность возникновения такого состояния анализом конкретной схемы и реальной конструкции, материалами статистической оценки подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатами испытаний данной конструкции на прочность, выносливость и живучесть с учетом соответствующих требований, установленных настоящими Нормами, при эксплуатации сертифицируемого объекта в пределах назначенного ресурса и в соответствии с установленными сроками и порядком технического обслуживания.
Если в процессе сертификации показано, что функциональный отказ относится к категории событий практически невероятных, то такое событие может быть исключено из дальнейшего анализа особых ситуаций в соответствии с пунктом 13 настоящих Норм.
15. Для доказательства соответствия ВС требованиям пункта 13 настоящих Норм применительно к функциональным отказам, вызывающим аварийную ситуацию, выполняется одно из следующих условий:
1) имеющийся опыт позволяет считать это отказное состояние крайне маловероятным, или
2) отказное состояние возникает в результате сочетания двух и более независимых последовательных отказов, или
3) выполнено требование подпункта 2) пункта 14 настоящих Норм.
16. В случае, если функциональный отказ приводит к возникновению сложной или аварийной ситуации и не отнесен к категории практически невероятных, экипажу должна быть обеспечена возможность своевременного обнаружения отказа для выполнения предписанных Руководством по летной эксплуатации действий. В качестве контролируемых параметров, необходимых для обеспечения возможности своевременного обнаружения экипажем отказа, рекомендуется выбирать такие, отклонение которых от нормированного значения не сопровождается возникновением отказа, а предупреждает о его приближении.
17. В случае, если функциональный отказ приводит к возникновению аварийной ситуации и не отнесен к категории практически невероятного, Руководство по летной эксплуатации должно содержать рекомендации, позволяющие экипажу принять все возможные меры для предотвращения перехода аварийной ситуации в катастрофическую.
Указанные рекомендации проверяются в летных испытаниях. В тех случаях, когда летная проверка связана с повреждением ВС, с особо высокой степенью риска или заведомо нецелесообразна, разработанные рекомендации должны подтверждаться результатами анализа опыта эксплуатации других ВС, близких по конструкции к сертифицируемому, а также результатами соответствующих лабораторных, стендовых испытаний, моделирования и расчетов.
18. В случае, если функциональный отказ приводит к возникновению сложной ситуации и не отнесен к категории практически невероятного, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по завершению полета в этом случае.
Указания Руководства по летной эксплуатации по действиям в сложных ситуациях проверяются в летных испытаниях и не должны требовать от экипажа чрезмерных усилий и необычных приемов пилотирования.
19. В случае, если функциональный отказ приводит к возникновению усложнения условий полета, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по продолжению полета, методам эксплуатации систем и парированию неисправностей в полете.
Если при этом функциональный отказ влияет на пилотирование, то рекомендации Руководства по летной эксплуатации проверяются летными испытаниями.
20. ВС должно иметь не менее двух двигателей (маршевых).
Любой отказ систем обеспечения работы силовой установки (топливной, масляной, электрической) не должен приводить к отказу более чем одного двигателя.
21. В случае последовательного отказа или самопроизвольного выключения всех двигателей на высоте крейсерского полета характеристики систем управления, а также характеристики ВС должны обеспечивать возможность выполнения снижения, выравнивания и приземления (приводнения). В этом случае не рассматриваются отказы двигателей типа их заклинивания.
22. Состав экипажа ВС (количество членов экипажа и их профессиональный состав) должен обеспечивать выполнение всех предписанных Руководством по летной эксплуатации операций в течение располагаемого на каждом этапе полета времени, при этом число лиц, допущенных к пилотированию, должно быть не менее двух. В кабине экипажа должно быть не менее двух рабочих мест, обеспечивающих возможность пилотирования с любого из них на всех этапах полета.
23. На ВС при отказе генераторов электроэнергии, установленных на маршевых двигателях, должно быть обеспечено функционирование приемников электроэнергии, необходимых для безопасного продолжения полета и посадки в соответствии с Руководством по летной эксплуатации на аэродром вылета, назначения или ближайший запасной аэродром, в том числе для:
1) пилотирования ВС и навигации;
2) работы систем жизнеобеспечения и пожаротушения;
3) работы средств, предупреждающих экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений;
4) ведения внешней и внутрикабинной связи;
5) аварийного освещения кабины экипажа и пассажирских салонов;
6) работы системы сбора полетной информации.
При определении соответствия ВС общим требованиям летной годности необходимо использовать:
таблицу соответствия;
эксплуатационную документацию;
описание основных принципов, заложенных в конструкции ВС, и его функциональных систем, а также способов осуществления этих принципов в реальной конструкции;
результаты анализа возможных причин и вероятностей возникновения сложной, аварийной и катастрофической ситуации, обусловленных летной годностью;
результаты расчетов, а также стендовых, лабораторных и летных испытаний ВС и его функциональных систем, подтверждающие соответствие ВС требованиям, изложенным в настоящих Нормах;
результаты анализа опыта эксплуатации ВС - прототипов и их модификаций, результаты анализа технологии технического обслуживания ВС.
24. Конструкция ВС и его систем должна обеспечивать возможность выполнения всех работ, предусмотренных эксплуатационной документацией.
25. Конструктивное выполнение изделий (штуцеров, трубопроводов, разъемов коммуникаций) в сочетании с маркировкой должно исключать возможность их неправильного монтажа, сборки и регулировки при техническом обслуживании.
26. Эксплуатационная документация по номенклатуре, оформлению и содержанию должна соответствовать сертифицируемому типу ВС и документам общего назначения, определяющим правила технической эксплуатации.
27. Указания и рекомендации, изложенные в эксплуатационной документации, должны быть сформулированы четко, и не допускать возможности неоднозначного их толкования.
Глава 3. Требования к Руководству по летной эксплуатации ВС
Сноска. Заголовок главы 3 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
28. Руководство по летной эксплуатации должно содержать ограничения, рекомендации, другие сведения по летной эксплуатации, технике пилотирования и включает в себя:
1) общие положения;
2) ограничения;
3) действия в особых случаях полета;
4) нормальные правила эксплуатации;
5) летно-технические характеристики;
6) указания по выполнению режима экстренного снижения;
7) сведения о летных характеристиках;
8) характеристику устойчивости и управляемости;
9) методы пилотирования в ожидаемых условиях эксплуатации;
10) безопасную скорость взлета;
11) рекомендуемые режимы полетов, работы двигателей, систем и агрегатов;
12) скорость подъема передней стойки шасси;
13) скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями;
14) действия пилотов во всех предусмотренных для эксплуатации случаях полета;
15) характеристики расхода топлива, необходимые для определения основного запаса топлива в пределах ожидаемых условий эксплуатации данного типа ВС;
16) характеристики набора высоты со всеми работающими двигателями по полному градиенту;
17) материалы (номограммы, таблицы и графики), позволяющие легко и быстро устанавливать максимальную допустимую взлетную (посадочную) массу и взлетные (посадочные) характеристики ВС;
18) характеристики полета по маршруту в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации;
19) приложения.
29. Руководство по летной эксплуатации должно соответствовать настоящим Нормам, а также документам метеорологического и аэродромного обеспечения, действующим на воздушных линиях и аэродромах, на которых предусматривается эксплуатация ВС данного типа, согласно Правилам сертификации и выдачи сертификата летной годности гражданского воздушного судна Республики Казахстан в соответствии с подпунктом 41-22) статьи 14 Закона, техническому описанию, Руководству по технической эксплуатации ВС и Программе (регламенту) технического обслуживания и ремонта.
30. Указания и рекомендации Руководства по летной эксплуатации, касающиеся выполнения полетов и действий экипажа, в том числе и при возникновении особых ситуаций, должны быть подтверждены результатами соответствующих летных испытаний ВС с учетом пунктов 17-19 настоящих Норм.
На всех этапах полета ВС не должно обладать особенностями, способствующими непроизвольному выводу его за эксплуатационные ограничения, установленные в Руководстве по летной эксплуатации.
31. Предписанные Руководством по летной эксплуатации методы пилотирования не должны требовать чрезмерно высокой квалификации пилота, чрезмерного внимания и большого физического напряжения.
Глава 4. Летные особенности Воздушного судна
Сноска. Заголовок главы 4 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Летные характеристики, устойчивость и управляемость ВС
32. Соответствие требованиям, изложенные в параграфах 1, 5, 7, 16 настоящей главы, устанавливается путем испытаний ВС и расчетов, основанных на результатах испытаний, обеспечивающих такую же точность, как и результаты, полученные при непосредственном проведении испытаний, или воспроизводящих эти результаты испытаний с запасом.
33. Отказы функциональных систем, влияющие на летные характеристики, а также на характеристики устойчивости и управляемости, не рассмотренные в параграфах 1, 5, 7, 16 настоящей главы, оцениваются в соответствии с требованиями главы 2 настоящих Норм.
34. Требования к летным характеристикам, характеристикам устойчивости и управляемости при отказавших двигателях рассматриваются в главе 5 настоящих Норм при отказавшем критическом двигателе.
35. В Руководстве по летной эксплуатации для определения взлетно-посадочных характеристик и соответствующих ограничений должны учитываться 50 % встречной, 150 % попутной и 100 % боковой составляющей скорости ветра.
36. При оценке летной годности в случае возникновения различных отказов и связанных с ними нарушений режимов полета рассматриваются условия пилотирования и поведение ВС с учетом запаздывания действий членов экипажа при вмешательстве в управление ВС для парирования этого отказа.
Запаздывание действий члена экипажа определяется интервалом времени между моментом обнаружения отказа (нарушения режима полета) и началом действия этого члена экипажа для парирования данного отказа (нарушения режима полета).
Момент обнаружения отказа определяется по распознаваемому экипажем изменению какого-либо параметра движения ВС или при помощи средств сигнализации отказов.
37. При определении в летных испытаниях взлетно-посадочных характеристик фактические траектории могут быть получены из непрерывно выполненных режимов, либо составленных из отдельных участков.
При составлении траекторий из отдельных участков необходимо, чтобы:
1) границы каждого участка были четко определены изменением конфигурации ВС, тяги (мощности) двигателей, скорости полета;
2) траектория была проверена в непрерывном режиме, и было видно, что траектория, построенная из отдельных участков, согласуется с траекторией непрерывно выполненных режимов.
38. При пересчете результатов летных испытаний заданные атмосферные условия должны быть приведены к стандартным по таблице Международной стандартной атмосферы.
Зависимость температуры воздуха от высоты в стандартных условиях и зависимость температуры от высоты для высокотемпературных и низкотемпературных условий, принятые в Международной организации гражданской авиации ИКАО (ООС-9051-АМ/896).
Параграф 2. Скорость взлета
39. Под минимальной эволютивной скоростью разбега Vmin ЭB подразумевается скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС.
Указанное прямолинейное движение ВС должно происходить в направлении, параллельном исходному направлению разбега, без уменьшения тяги (мощности) нормально работающих двигателей.
С момента отказа критического двигателя должна обеспечиваться возможность предотвращения бокового смещения ВС свыше 10 метров без необходимости применения особых методов пилотирования при усилиях на педалях, не превышающих установленных в пункте 118 настоящих Норм, а также не должно возникать недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости. Определенное таким образом значение Vmin ЭB должно соответствовать условиям взлета при боковом ветре 5 м/с под углом 900 к оси летной полосы с наиболее неблагоприятной стороны.
На ВС, у которых управление носовой тележкой связано с отклонением аэродинамических органов управления, необходимо определить Vmin ЭB либо при разъединенной связи, либо с поднятой носовой тележкой.
Определение Vmin ЭB должно производиться для максимального режима работы двигателей и других режимов, установленных для взлета, при наиболее неблагоприятных сочетаниях полетной массы и центровки ВС. При демонстрациях Vmin ЭB на ВС с ТВД - турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.
40. Минимальная эволютивная скорость взлета Vmin ЭB есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС. Указанный прямолинейный полет производится с неработающим критическим двигателем при крене не более 50 в сторону работающих двигателей без уменьшения тяги (мощности) нормально работающих двигателей.
С момента отказа критического двигателя до момента восстановления режима установившегося прямолинейного полета с такой же скоростью, как в исходном установившемся режиме полета, должна обеспечиваться возможность предотвращения изменения курса более чем на 200 и угла крена более чем на 150 по абсолютной величине.
Все это должно достигаться без необходимости применения особых методов пилотирования и без возникновения недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости.
После восстановления прямолинейного установившегося режима полета усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать указанные в пункте 84 настоящих Норм значения, угол крена не должен превышать по абсолютной величине 50.
Определение значений Vmin ЭB должно производиться для максимального режима работы двигателей, а также других режимов и для всех вариантов конфигураций ВС, установленных для взлета, при балансировке ВС, соответствующей полету с симметричной тягой при наиболее неблагоприятных сочетаниях полетной массы, эксплуатационной центровки и без учета влияния земли.
При демонстрациях Vmin ЭB на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.
41. Минимальная скорость отрыва Vmin отр устанавливается для всех принятых для взлета конфигураций ВС в диапазоне центровок, установленных Руководством по летной эксплуатации.
Угол атаки в процессе демонстрации Vmin отр не должен превышать адоп, а взлетная дистанция - потребной дистанции взлета, определенной в соответствии с пунктом 51 настоящих Норм.
В процессе демонстрации, при взлете в диапазоне центровок, установленных Руководством по летной эксплуатации, со всеми работающими двигателями на скорости Vmin отр возможно производить отрыв ВС и продолжать взлет без применения особых методов пилотирования, без превышения усилий, указанных в пункте 84 настоящих Норм, и без возникновения нежелательных изменений характеристик устойчивости и управляемости.
42. Скорость подъема передней стойки шасси Vп ст должна быть не менее, чем:
1) 1,05 Vmin ЭР;
2) 1,05 Vmin ЭB;
3) 1,05 VСl;
4) 1,05 Vmin отр при взлетной конфигурации либо скорости, для которой продемонстрировано, что при подъеме передней стойки с наибольшей практически достижимой угловой скоростью тангажа отрыв ВС происходит на скорости не менее 1,10 Vmin отр при всех работающих двигателях и 1,05 Vmin отр при одном неработающем двигателе. Применительно к самолетам, для которых показано, что угол атаки, ограниченный геометрией самолета, меньше адоп или достижение Vmin отр обусловлено предельным отклонением органов продольного управления, указанные выше числовые значения коэффициентов при Vmin отр могут быть уменьшены до 1,05 и 1,0 соответственно.
Необходимо устанавливать одно значение Vn ст как для нормального, так и для продолженного взлета при фиксированных значениях взлетной массы и атмосферных условий.
43. Скорость принятия решения V1 устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации и должна удовлетворять следующим условиям:
1) V1 > Vmin ЭР;
2) V1 < Vn ст.
44. Безопасная скорость взлета V2 должна быть не менее чем:
1) 1,20 Vcl при взлетной конфигурации; допускается снижение коэффициента при Vcl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5 %;
2) 1,10 Vmin ЭВ при взлетной конфигурации.
Должно быть продемонстрировано, что при подъеме передней стойки шасси на скорости Vn ст при продолженном взлете безопасная скорость взлета V2 достигается на высоте не большей 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва;
3) 1,08 Vадоn при взлетной конфигурации.
45. Скорость начального набора высоты со всеми работающими двигателями V2n должна быть не менее:
1) V2;
2) 1,3 Vсl при взлетной конфигурации;
3) 1,2 Vmin ЭВ при взлетной конфигурации.
Скорость начального набора высоты должна достигаться до высоты 120 метров.
46. Скорость ВС в момент начала уборки механизации V3 должна быть не менее чем:
1) V2n - для нормального взлета или V2 - для продолженного;
2) 1.20 Ус - при измененном положении механизации.
Допускается уменьшение коэффициента при Vсl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания более чем на 5 %;
3) 1,10 Vmin ЭВ - при той из рассматриваемых конфигураций, для которой Vmin ЭВ больше.
47. Скорость ВС V4 - при полетной конфигурации должна быть не менее чем:
1) 1,3 Vсl - при полетной конфигурации ВС;
2) 1,2 Vmin ЭВ - при полетной конфигурации ВС.
Параграф 3. Длины разбега и дистанции взлета
48. Длины разбега и дистанции взлета должны подтверждаться в следующих условиях:
1) при всех работающих двигателях:
режимы работы двигателей должны соответствовать установленным в Руководстве по летной эксплуатации для взлета, при работающих агрегатах силовой установки и систем ВС, приводимых в действие при взлете;
подъем передней стойки должен производиться на скорости Vn ст;
безопасная скорость взлета V2 должна достигаться до высоты 10,7 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС;
начало уборки шасси должно производиться на высотах не менее 3-5 метров над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС;
конфигурация ВС (кроме уборки шасси) должна оставаться неизменной;
2) при отказе одного двигателя дополнительно должно выполняться следующее:
двигатель должен выключаться на скорости отказа двигателя Vотк. Vотк при демонстрации выбирается таким образом, чтобы скорость V1 достигалась не менее, чем через 3 секунды после имитации отказа двигателя или через меньшее время, если применены специальные средства сигнализации об отказе двигателя, получившие положительную оценку пилота;
на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом;
средства увеличения тяги (мощности) двигателей при отсутствии автоматических устройств для их включения должны применяться экипажем не ранее, чем по достижении скорости V1;
для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента дачи команды до момента начала ее выполнения;
для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещениями рычагов управления, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала следующей.
49. Дистанция прерванного взлета представляет сумму следующих трех величин:
1) длины участка разгона со всеми работающими двигателями с момента старта до момента отказа двигателя на скорости Vотк;
2) длины участка разгона с неработающим одним (критическим) двигателем и при нормальной работе остальных двигателей до достижения скорости Vотк;
3) длины участка торможения с неработающим двигателем от скорости V1 до полной остановки ВС. Дистанция прерванного взлета для установленных в ожидаемых условиях эксплуатации состояний поверхности взлетно-посадочной полосы определяется при следующих дополнительных к пункту 48 настоящих Норм условиях:
средства гашения скорости (снижение тяги или мощности нормально работающих двигателей, торможение колес шасси, включение реверса тяги, выпуск аэродинамических средств торможения), приводимые в действие не автоматически, должны применяться не ранее, чем по достижении скорости V1 и только в диапазоне скоростей, при которых обеспечивается их безопасное применение;
эффект от действия дополнительных средств торможения (кроме торможения колес шасси) учитывается только в том случае, если будет показана возможность получения в рассматриваемых эксплуатационных условиях устойчивых результатов при использовании этих средств торможения.
50. Потребная длина разбега должна быть не менее чем:
1) 1,15 суммы длины разбега и 1/2 расстояния по горизонтали от точки отрыва ВС до точки траектории, находящейся на высоте 10,7 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС), при взлете со всеми работающими двигателями;
2) сумма длины разбега и 1/2 расстояния по горизонтали от точки отрыва до точки траектории, находящейся на высоте 10,7 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке отрыва ВС), при взлете с отказом одного двигателя (продолженном взлете).
51. Потребная дистанция взлета должна быть не менее чем:
1) 1,15 дистанции нормального взлета;
2) дистанции продолженного взлета с отказом одного двигателя.
52. Потребная дистанция прерванного взлета должна быть не менее дистанции прерванного взлета, определенной в соответствии с пунктом 49 настоящих Норм.
Параграф 4. Траектории и градиенты набора высоты
53. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете ВС при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 10,7 метров, должен быть:
1) положительным для ВС с двумя двигателями;
2) не менее 0,3 % - для ВС с тремя двигателями;
3) не менее 0,5 % - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
конфигурация ВС взлетная, шасси выпущено;
скорость равна V2;
двигатели работают на режиме, установленном для взлета.
54. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 120 метров, должен быть не менее:
1) 2,4 % - для ВС с двумя двигателями;
2) 2,7 % - для ВС с тремя двигателями;
3) 3,0 % - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
конфигурация ВС взлетная, шасси убрано;
скорость равна V2;
двигатели работают на режиме, установленном для взлета.
55. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете ВС при одном неработающем двигателе, приведенный к высоте 400 метров, должен быть не менее^
1) 1,2 % - для ВС с двумя двигателями;
2) 1,5 % - для ВС с тремя двигателями;
3) 1,7 % - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей, в следующих условиях:
конфигурация ВС полетная;
скорость равна V4;
двигатели работают на режиме, установленном для набора высоты по маршруту.
56. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете со всеми работающими двигателями, приведенный к высоте 120 метров, должен быть не менее 5 % в следующих условиях:
конфигурация ВС взлетная, шасси убрано;
скорость равна V2n;
двигатели работают на режиме, установленном для взлета.
57. Полный градиент набора высоты в прямолинейном полете со всеми работающими двигателями, приведенный к высоте 400 метров, должен быть не менее 3 % в следующих условиях:
конфигурация ВС полетная;
скорость не менее V4;
двигатели работают на режиме, установленном для набора высоты по маршруту.
58. Чистая траектория набора высоты 10,7 метров при одном неработающем двигателе определяется введением поправок к полной траектории, эквивалентных уменьшению градиента не менее чем на:
1) до высоты окончания уборки шасси;
0,5 % - для ВС с двумя двигателями;
0,9 % - для ВС с тремя двигателями;
1,0 % - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей;
2) с высоты окончания уборки шасси:
0,8 % - для ВС с двумя двигателями;
0,9 % - для ВС с тремя двигателями;
1,0 % - для ВС с четырьмя и большим числом двигателей.
Наклон чистой траектории взлета в каждой ее точке не должен быть отрицательным. В Руководстве по летной эксплуатации должно быть учтено, что чистая траектория взлета должна проходить не менее чем на 10,7 метра выше препятствий. Уборка механизации должна производиться на высоте не менее 120 метров. До высоты 120 метров не допускается вмешательство в ручное управление воздушным винтом.
Параграф 5. Характеристика полета по маршруту
59. Скорость полета по маршруту должна быть не менее 1,30 Vcl и не более Vmax э, при этом в полете с одним или с двумя отказавшими критическими двигателями (для ВС, имеющих более двух двигателей) эта скорость должна быть не менее скорости, обеспечивающей выполнение требований к траектории при полете по маршруту. При этом должны учитываться требования пунктов 60 и 63 настоящих Норм.
60. На рекомендованной Руководством по летной эксплуатации высоте горизонтального полета с одним отказавшим критическим двигателем чистый градиент набора высоты при максимальном разрешенном для набора высоты режиме работы двигателей должен быть положительным. При этом чистый градиент определяется путем уменьшения полного градиента на:
1,1 % для ВС с двумя двигателями;
1,3 % для ВС с тремя двигателями;
1,4 % для ВС с числом двигателей более трех.
В Руководстве по летной эксплуатации должно содержаться указание, что установленная высота полета с одним отказавшим двигателем должна, по крайней мере, на 400 метров превышать максимальную высоту уровня местности в каждой точке выбранного для эксплуатации маршрута.
61. Для максимального допустимого посадочного веса должна быть обеспечена возможность выполнения установившегося горизонтального полета при двух отказавших двигателях (для ВС, имеющих более двух двигателей) на высоте, превышающей на 400 метров максимальную высоту аэродрома во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Характеристики ВС с двумя отказавшими двигателями определяются по полному градиенту.
62. На всех высотах крейсерского полета, установленных Руководством по летной эксплуатации, при использовании максимального разрешенного режима работы всех двигателей для набора высоты на рекомендованной скорости, полный градиент набора высоты должен быть не менее 1 %.
63. Для ВС, максимальная крейсерская высота которых выше 4000 метров, должна обеспечиваться возможность экстренного снижения ВС с максимальной крейсерской высоты до высоты 4000 м за время не более 3,5 минут, без превышения установленных Руководством по летной эксплуатации эксплуатационных ограничений. Время экстренного снижения определяется как интервал между моментом начала действий экипажа для подготовки к экстренному снижению и моментом достижения ВС высоты 4000 метров.
Параграф 6. Запас топлива на полет
64. Компенсационный запас топлива должен устанавливаться с учетом всех составляющих. При отсутствии достоверных данных по обоснованию количественных характеристик, составляющих компенсационный запас топлива, масса устанавливаемого компенсационного запаса топлива должна быть не менее 3 % от массы основного запаса топлива.
65. Резервный запас топлива должен устанавливаться как сумма составляющих. В качестве расчетной точки, с которой выполняется полет на запасной аэродром, устанавливается высота принятия решения при заходе на посадку на аэродром назначения. Расчетные зависимости резервного запаса топлива от удаленности аэродромов, продолжительности ожидания на высоте 400 метров и от посадочной массы ВС должны быть приведены в Руководстве по летной эксплуатации.
66. Потребный запас топлива должен обеспечивать возможность продолжения полета и посадки либо на аэродроме вылета, либо на аэродроме назначения, либо на ближайшем запасном аэродроме в случае возникновения в любой точке маршрута отказов функциональных систем ВС, непосредственно приводящих к ухудшению характеристик расхода топлива или вынужденному изменению плана полета. Анализ возможности продолжения и завершения полета при отказных состояниях должен производиться в соответствии с требованиями пунктов 13-17 настоящих Норм. Для ВС, имеющих более двух двигателей, требования пункта 66 настоящих Норм должны выполняться в случае последовательного отказа двух двигателей независимо от расчетной вероятности его возникновения.
67. Минимальный аэронавигационный запас топлива устанавливается в Руководстве по летной эксплуатации в соответствии с действующими инструкциями по производству полетов.
Параграф 7. Скорость посадки и ухода на второй круг
68. Минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку со всеми работающими двигателями Vmin эn есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью только аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС, и при этом возможно:продолжить заход на посадку при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей для сохранения режима снижения с градиентом снижения не более 5 % без крена прервать заход на посадку (уйти на второй круг) при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей до максимального ее значения, установленного для ухода на второй круг с углом крена не более 50 в сторону работающих двигателей.
Усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать, указанные в пункте 84 настоящих Норм, значения.
Определение Vmin эп должно производиться при всех возможных при заходе на посадку и посадке вариантах конфигурации ВС со всеми работающими двигателями с наиболее неблагоприятным сочетанием полетной массы и эксплуатационной центровки. При демонстрации на ВС с турбовинтовыми двигателями не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.
69. Минимальные эволютивные скорости при заходе на посадку, начатом с одним неработающим двигателем Vmin эn-1 или с двумя неработающими двигателями Vmin эn-2 в соответствующих конфигурациях, есть скорости, на которых должна обеспечиваться возможность управления ВС с помощью только аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения ВС, и при этом возможно:
выполнять заход на посадку с градиентом снижения не более 5 % без крена (в том числе с увеличением тяги (мощности) работающих двигателей);
прервать заход на посадку (уйти на второй круг) при увеличении тяги (мощности) работающих двигателей до максимального ее значения, установленного для ухода на второй круг с одним и с двумя (для ВС, имеющих четыре и более двигателя) неработающими двигателями с углом крена не более 50 в сторону работающих двигателей. Усилия на рычагах управления (без перебалансировки ВС по усилиям) не должны превышать указанные в пункте 84 настоящих Норм значения. Определение Vmin эn-1 и Vmin эn-2 должно производиться при всех установленных для захода на посадку и для посадки вариантах конфигурации ВС с одним и двумя неработающими двигателями и наиболее неблагоприятным сочетанием полетной массы и эксплуатационной центровки.
70. Минимальная демонстрационная скорость захода на посадку Vзnд_min устанавливается изготовителем для каждого варианта конфигурации ВС, предписанного Руководством по летной эксплуатации для посадки. В качестве Vзnд_min должна выбираться наименьшая скорость, при которой, по результатам летных испытаний, еще не возникают какие-либо нежелательные явления и возможно безопасное завершение посадки и уход на второй круг при полете в спокойном воздухе без возникновения сложных ситуаций.
При этом не должны требоваться исключительное мастерство и чрезмерное внимание пилота (экипажа). В процессе демонстрации захода на посадку, посадки и ухода на второй круг угол атаки не должен превышать адоn , a усилия на рычагах управления - значений, установленных пунктом 84 настоящих Норм. Режим работы двигателей должен соответствовать снижению с максимальным градиентом снижения Псн , установленным Руководством по летной эксплуатации для данного типа ВС, но во всех случаях не менее 5 %. Начиная с высоты 60 метров не должно производиться увеличение режима работы двигателей, кроме тех небольших изменений, которые необходимы для обеспечения точного выдерживания скорости и траектории снижения. Посадка должна производиться без чрезмерных вертикальных ускорений, не должна быть грубой, без появления тенденции к повторному взмыванию, капотированию, рысканию и другим нежелательным последствиям.
71. Скорость захода на посадку при всех работающих двигателях VЗП для всех конфигураций ВС, установленных для захода на посадку, должна быть не менее чем:
1) 1,3 Vсl;
2) 1,05 Vmin эn ;
3) Vзnд_min + 15 км/ч для ВС с Vзnд_min > 200 км/ч и Vзn + 10 км/ч для ВС с Vз п < 200 км/ч;
4) 1,17 Vадоn .
Допускается устанавливать значение Vзb = 1,25 Vсl для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, кроме отказа двигателя относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.
72. Скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем Vзп-1 во всех вариантах конфигурации ВС, установленных для захода на посадку и посадки с одним неработающим двигателем, должна быть не менее чем:
1) 1,3 Vcl ;
2) 1,05 Vmin эn-1 ;
3) 1,17 Vадоn.
Допускается устанавливать значение Vзn = 1,25 Vcl для случаев захода на посадку и посадки при возникновении отказных состояний, связанных с отказом двигателя, в сочетании с отказами других систем и относящихся к событиям не более частым, чем маловероятные.
73. Скорость захода на посадку с двумя неработающими двигателями Vзn-2 во всех вариантах конфигурации ВС, установленных для захода на посадку и посадки с двумя неработающими двигателями, должна быть не менее чем:
1) 1,25 Vcl ;
2) 1,05 VminЭП-2 .
74. Максимальная скорость захода на посадку Vзn max устанавливается изготовителем для каждого варианта конфигурации ВС, предписанного Руководством по летной эксплуатации для посадки. Должно быть показано, что при заходе на посадку на этой скорости и выполнении посадки в соответствии с установленной для нормальной посадки методикой пилотирования, не возникает особых ситуаций, связанных с угрозой первого касания передней стойкой, стремлением к "козлению", капотированию и других нежелательных явлений. Во всех случаях Vзn mах должна быть не менее Vзn + 25 км/ч и не должна превышать ограничений, установленных для рассматриваемых конфигураций, в том числе по эксплуатации колес шасси.
75. Скорость ВС в момент начала уборки механизации при уходе на второй круг должна быть не менее 1,2 Vcl или 1,15 Vcl для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5 %, где Vcl относится к измененной конфигурации.
76. Скорость ВС в процессе ухода на второй круг должна быть не менее:
1) 1,2 Vcl где Vcl соответствует текущей конфигурации в любой точке ухода на второй круг. Допускается снижение коэффициента при Vcl до 1,15 для ВС, у которых использование взлетного режима работы двигателей приводит к уменьшению скорости сваливания с отказавшим двигателем более чем на 5 %;
2) VclminЭП + 10 км/ч при заходе на посадку со всеми работающими двигателями или VmахЭП- 1 + 10 км/ч при заходе на посадку с одним неработающим двигателем.
Параграф 8. Посадочная дистанция
77. Посадочная дистанция должна определяться для посадки со всеми нормально работающими двигателями, а также при одном отказавшем двигателе, если его отказ приводит к снижению эффективности средств торможения и (или) необходимости изменения (ограничения) посадочной конфигурации в следующих условиях:
установившееся снижение на участке захода на посадку до высоты 15 метров должно производиться с градиентом снижения Псн, не превышающим 5 %, и со скоростью, установленной в соответствии с пунктом 77 настоящих Норм;
начиная с момента пролета высоты 15 метров (над уровнем взлетно-посадочной полосы в точке ожидаемого касания ВС) и до момента спустя не менее 2 секунды после касания должна сохраняться неизменной посадочная конфигурация ВС (за исключением случаев автоматического изменения конфигурации);
для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента подачи команды до момента начала ее выполнения;
для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещением штурвала и (или) педалей, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала последующей;
посадка должна производиться без чрезмерных вертикальных ускорений и должна быть мягкой, с вертикальной скоростью снижения ВС непосредственно перед касанием взлетно-посадочной полосы не более 1,5 м/с, без появления тенденции к повторному взмыванию, капотированию, рысканию и другим нежелательным явлениям;
торможение колес шасси должно производиться только после касания ВС взлетно-посадочной полосы, при этом не должны использоваться средства аварийного торможения ВС;
дополнительные средства торможения ВС, например, реверсирование тяги двигателя, могут применяться только, если доказано, что они действуют безопасно, надежно и применение их в массовой эксплуатации позволит получать устойчивые результаты без заметного ухудшения характеристик управляемости ВС и необходимости применения особого мастерства или напряжения экипажа.
Если эти дополнительные средства торможения приводятся в действие не автоматически и летными испытаниями не доказано, что их применение до касания не может приводить к нежелательным последствиям, то начало их применения допускается не ранее, чем через 3 секунды после касания ВС взлетно-посадочной полосы.
Для ВС со скоростями захода на посадку менее 200 км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты:
1) 9 метров при градиенте снижения 5 %;
2) 15 метров при градиенте снижения более 5 %, но не более 10 %.
78. Потребная посадочная дистанция для сухой взлетно-посадочной полосы должна быть не менее:
1) посадочной дистанции при выполнении посадки со всеми нормально работающими двигателями, умноженной на коэффициент:
1,67 - для основных аэродромов;
1,43 - для запасных аэродромов;
2) посадочной дистанции при выполнении посадки с одним отказавшим двигателем.
79. Потребная посадочная дистанция для покрытой атмосферными осадками взлетно-посадочной полосы должна быть не менее:
1) посадочной дистанции при посадке со всеми работающими двигателями и рассматриваемом состоянии поверхности взлетно-посадочной полосы, умноженной на коэффициент 1,43;
2) потребной посадочной дистанции, определенной по пункту 78 настоящих Норм (для основных аэродромов).
80. Потребная посадочная дистанция для влажной взлетно-посадочной полосы в том случае, когда в летных испытаниях определение посадочной дистанции на влажной взлетно-посадочной полосе не производилось, должна представлять собой потребную посадочную дистанцию для сухой взлетно-посадочной полосы, умноженной на коэффициент 1,15.
Параграф 9. Градиенты и высота ухода на второй круг
81. Минимальная высота ухода на второй круг устанавливается изготовителем как для захода на посадку со всеми работающими двигателями, так и с одним неработающим, и демонстрируется при уходе на второй круг при наиболее неблагоприятных сочетаниях эксплуатационных скоростей захода на посадку, центровок и вертикальных скоростей снижения в пределах ограничений, установленных в Руководстве по летной эксплуатации, при этом:
1) угол атаки не должен превышать адоп;
2) уборка шасси допускается только после перехода к режиму набора высоты;
3) уборка аэродинамических средств торможения и изменение положения механизации допускается с момента принятия решения об уходе на второй круг;
4) для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 секунду с момента подачи команды до момента начала ее выполнения;
5) для операций, не связанных с перемещением рычагов управления, выполняемых одним и тем же членом экипажа, вводится интервал времени в 1 секунду с момента завершения предыдущей операции до начала следующей;
6) в процессе демонстрации касание взлетно-посадочной полосы не допускается.
82. При уходе на второй круг должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты не менее 3,2 % при скорости не более 1,3 Vc1 и не менее скоростей, указанных в пункте 68 настоящих Норм, в следующих условиях:
масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
шасси выпущено;
двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.
83. При уходе на второй круг с неработающим двигателем должна обеспечиваться возможность создания полного градиента установившегося набора высоты:
1) 2,1 % - для ВС с двумя двигателями;
2) 2,4 % - для ВС с тремя двигателями;
3) 2,7 % - для ВС с четырьмя и большим количеством двигателей, при скорости не более 1,5 Vcl и не менее указанных в пункте 68 настоящих Норм, в следующих условиях:
масса соответствует максимальной допустимой посадочной массе;
шасси выпущено;
двигатели работают на максимальном режиме, который достигается через 8 секунд с момента начала ухода на второй круг;
конфигурация ВС соответствует установленной для ухода на второй круг.
Параграф 10. Усилия при управлении
84. Максимальные усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования ВС в соответствии с Руководством по летной эксплуатации, в том числе и в полете с одним неработающим двигателем, а также при возникновении отказов более частых, чем маловероятные, не должны превышать по абсолютной величине:
35 кгс - в продольном управлении;
20 кгс - в поперечном управлении;
70 кгс - в путевом управлении.
На продолжительных режимах должна обеспечиваться балансировка ВС по усилиям.
85. Максимальные кратковременные (не более 30 секунд) усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования ВС при возникновении маловероятных и крайне маловероятных отказных состояний, соответственно не должны превышать:
50 и 60 кгс - в продольном управлении;
30 и 35 кгс - в поперечном управлении;
90 и 105 кгс - в путевом управлении.
При этом на продолжительных режимах полета усилия на рычагах управления при действиях экипажа в соответствии с Руководством по летной эксплуатации не должны превышать 10,5 и 20 кгс соответственно.
86. Величины сил трения на рычагах управления, определяемые как полуразность усилий на рычагах при прямом и обратном ходе, не должны превышать:
4 кгс - в продольном управлении;
3 кгс - в поперечном управлении;
7 кгс - в путевом управлении.
Усилия страгивания рычагов управления (сумма усилий от трения и предварительного усилия загрузочных устройств) не должны превышать более, чем в два раза, указанные выше значения.
В крайних положениях (более 80 % хода) рычагов поперечного и путевого управлений допускается увеличение сил трения, но не более чем в 1,5 раза.
87. На рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации режимах полета при постоянных значениях скорости и высоты полета градиенты усилий по ходу рычагов управления не должны изменяться более чем в три раза, за исключением случаев, когда предусматривается резкое изменение усилий (вблизи сбалансированных по усилиям положений рычагов управления от предварительного усилия загрузочных устройств или при подходе к эксплуатационным ограничениям).
Параграф 11. Продольная устойчивость и управляемость
88. ВС должно иметь приемлемые характеристики продольного короткопериодического движения на всех предусмотренных Руководством по летной эксплуатации режимах полета. Рекомендуется, чтобы относительный заброс нормальной перегрузки nу_заб был не более 0,3, а время срабатывания tср было не более 4 секунд.
89. Характеристики продольного длиннопериодического движения должны быть такими, чтобы они, по оценке пилота, не затрудняли пилотирование ВС.
90. На режимах полета и при конфигурациях ВС, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации, в диапазоне перегрузок от nу = 0,7 до nуmaх, установленной Руководством по летной эксплуатации, при су < 0,9судоп и балансировке по усилиям в установившемся dPв и dxв прямолинейном полете, производные dnуdnу должны быть отрицательными и по абсолютной величине dPв должна dnу составлять не менее 10 кгс, a dxв рекомендуется не менее 5 dnу сантиметров.
На скоростях Vmах Э - Vmах mах (Мmах Э - Мmах_mах) параметры dPв и dxв должны сохранять отрицательный знак и иметь приемлемую, по dnу nу оценке пилота, величину. Усилия на штурвале, потребные для создания максимальной эксплуатационной перегрузки nэу_mах_(а) без превышения адоn в конфигурации, рекомендованной Руководством по летной эксплуатации для полета по маршруту, при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета, должны по абсолютной величине составлять не менее 25 кгс.
91. На режимах полета и при конфигурациях ВС, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации, при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета, производные dPв и dxв должны быть отрицательными до перегрузки dnуdnу nу = 0,5.
При дальнейшем уменьшении перегрузки до nу = 0 или до достижения nу_э_min, установленной Руководством по летной эксплуатации, если nуэmin < 0, либо до перегрузки, соответствующей полному отклонению штурвала "от себя", допускается изменение знака производных dPв и dxв. В этих случаях уменьшение усилий на штурвале dnуdnу не должно превышать 30 % от их максимальной величины. На минимальной достигнутой перегрузке усилия в продольном управлении должны превышать усилия трения в системе продольного управления не менее чем в три раза.
92. Наклон балансировочных кривых Рв = f(V, M) для всех, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации конфигураций ВС, должен быть положительным.
Отрицательный наклон балансировочных кривых Рв = f(V, M) допускается только в диапазоне скоростей Vmах Э - Vmах mах (Мmах Э - Мmах_mах), если при этом, по оценке пилота, исключается возможность непреднамеренного превышения ограничений по скорости и нормальной перегрузке.
Отрицательный наклон балансировочных кривых xв = f(V, M) допускается, если эти характеристики ВС приемлемы по оценке пилота.
93. При выпуске или уборке взлетно-посадочной механизации, выпуске или уборке аэродинамических средств торможения, изменении режима работы двигателей от малого газа до взлетного или наоборот, управляемость ВС должна получить положительную оценку пилота. При этом, рекомендуется, чтобы при пилотировании ВС в соответствии с указаниями Руководства по летной эксплуатации изменение продольных усилий на штурвале не превышало 10 кгс.
94. Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование. Рекомендуется, чтобы изменение усилия на штурвале в продольном управлении при достижении максимального угла скольжения на режиме полета с постоянной скоростью при nу = 1 не превышало по абсолютной величине 15 кгс.
95. Эффективность продольного управления должна быть достаточной для того, чтобы в области рекомендуемых режимов полета реализовать:
вывод ВС на адоn либо nу = 1,5 в зависимости от того, что достигается раньше;
достижение nу = 0,5.
Запас эффективности продольного управления при подъеме носового колеса и отрыве ВС, а также при посадке, в том числе в момент касания с nу = 1, должен быть не менее 10 %.
Для ВС, имеющих шасси с хвостовым колесом, запас эффективности продольного управления на посадке должен быть не менее 20 %.
Параграф 12. Боковая устойчивость и управляемость
96. Колебательное движение ВС как с зафиксированным, так и с освобожденным управлением должно быть устойчивым. Рекомендуется, чтобы затухание боковых колебаний ВС до 5 % начальной амплитуды происходило не более чем за 12 секунд на режимах, установленных Руководством по летной эксплуатации для начального набора высоты (при механизации во взлетном положении) и для захода на посадку, и не более чем за 20 секунд на крейсерском режиме полета.
97. Спиральное движение ВС должно быть нейтральным либо умеренно устойчивым, или умеренно неустойчивым. На крейсерском режиме, на режиме набора высоты, снижения и захода на посадку время удвоения или уменьшения вдвое угла крена в установившемся развороте с креном 200 должно быть не менее 20 секунд после освобождения штурвала по крену и педалей при балансировке их по усилиям в прямолинейном полете (при сбалансированном по усилиям в развороте положении колонки управления).
98. Эффективность поперечного управления должна обеспечивать вывод ВС из установившегося разворота с креном 300 и ввод в разворот противоположного направления с креном 300 (при отклонении только штурвала управления по крену не более, чем на 900, с усилиями не более, приведенных в пункте 84 настоящих Норм) за время не более 7 секунд на режимах взлета (на скоростях V < V2) и захода на посадку (на скорости V > VЗП), а также на крейсерских режимах и режимах набора высоты и снижения. В диапазоне скоростей Vmax э-Vmax max (Mmax Э-Мmax_max) допускается уменьшение эффективности поперечного управления вдвое.
99. Уменьшение угловой скорости крена в процессе накренения ВС при неизменных положениях рычагов управления не должно быть более 50 % и, по оценке пилота, не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания.
100. На режимах прямолинейного полета ВС должно обладать прямой реакцией по крену на отклонение педалей. При этом не должно быть чрезмерного, по оценке пилота, заброса по углу крена. В диапазоне скоростей Vmax э - Vmax max (Mmax Э - Мmax_max) допускается обратная реакция по крену на отклонение педалей, если она приемлема по оценке пилота.
101. Эффективность путевого и поперечного управления должна обеспечивать взлет, заход на посадку и посадку с парированием бокового ветра под углом 900 к оси взлетно-посадочной полосы с максимальной скоростью, установленной эксплуатационными ограничениями, при использовании рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации методов пилотирования ВС.
102. При конфигурациях ВС и на скоростях полета, рекомендуемых Руководством по летной эксплуатации, в пределах углов скольжения, определяемых располагаемыми отклонениями педалей либо разностью усилий на педалях в 105 кгс, включая полет с одним неработающим критическим двигателем, наклон балансировочных кривых Рн = f(в) и Рэ= f(в), а также Xн = F1 (в) и Хэ = F2 (в) должен быть отрицательным. При отклонениях педалей более чем на 1/2 хода, допускается уменьшение усилий в путевом и поперечном управлении, но не более чем на 30 % от максимальной их величины, при этом остаточные усилия на рычагах путевого и поперечного управления должны превышать величину трения в соответствующей системе управления не менее чем в три раза. В пределах углов скольжения, указанных выше, эффективность поперечного управления должна быть достаточной для парирования возникающего при скольжении момента крена.
Параграф 13. Устойчивость и управляемость ВС при отказе
двигателя
103. При продолжении взлета после отказа критического двигателя на любой скорости, равной или большей V1, и работе остальных двигателей на взлетном режиме эффективность поперечного и путевого управления должна быть достаточной для обеспечения:
прямолинейного разбега до отрыва ВС от взлетно-посадочной полосы при боковом ветре;
прямолинейного полета после отрыва ВС с креном не более 50 на работающие двигатели;
разворотов как в сторону работающих, так и в сторону отказавшего двигателя на скорости V2 для исправления отклонения от исходной траектории при отказе двигателя.
При продолжении взлета с отказавшим критическим двигателем усилия в поперечном и путевом управлении при положении триммеров, соответствующем выполнению взлета со всеми работающими двигателями, не должны превышать величин, указанных в пункте 84 настоящих Норм.
104. Характеристики переходных процессов при отказе критического двигателя и невмешательстве пилота в управление в течение 5 секунд после отказа должны быть такими, чтобы исключался выход ВС за эксплуатационные ограничения по углу атаки (перегрузке) и углу скольжения. Угол крена при этом не должен превышать 300 по абсолютной величине.
Указанное требование должно выполняться (при исходной балансировке ВС по усилиям в полете со всеми работающими двигателями) на режимах:
установившегося набора высоты во взлетной конфигурации на взлетном режиме работы двигателей и рекомендованной Руководством по летной эксплуатации скорости для полета со всеми работающими двигателями;
установившегося набора высоты в конфигурации полета по маршруту на режиме работы двигателей и в диапазоне скоростей, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации;
захода на посадку в посадочной конфигурации на режиме работы двигателей, потребном для снижения с градиентом 5 %, на скоростях захода на посадку VЗП, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации;
ухода на второй круг в конфигурации, предусмотренной для ухода на режиме работы двигателей и на скоростях, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации.
105. Эффективность поперечного и путевого управления должна быть достаточной для продолжения прямолинейного полета без крена с отказавшим критическим двигателем на всех эксплуатационных скоростях и всех этапах полета (кроме взлета, требования к которому изложены в пунктах 103 и 104 настоящих Норм).
Эффективность триммирующих устройств во всех случаях прямолинейного полета с отказавшим критическим двигателем должна быть достаточной для балансировки ВС по усилиям в длительном полете с углом крена не более 50 на работающие двигатели.
106. После отказа двух критических двигателей (на ВС с числом двигателей более двух) эффективность поперечного и путевого управления на рекомендованных Руководством по летной эксплуатации для этого случая режимах снижения, длительного полета и захода на посадку должна обеспечивать возможность выполнения:
прямолинейного полета с креном не более 50 на работающие двигатели при усилиях на рычагах управления, не превышающих значений, приведенных в пункте 85 настоящих Норм для продолжительных режимов полета;
разворотов с креном 150 как в сторону работающих, так и в сторону отказавших двигателей, при усилиях в управлении, не превышающих значений, приведенных в пункте 84 настоящих Норм для маловероятных событий. При кратковременном (не более 30 секунд) увеличении режима работающих двигателей до максимального на режиме захода на посадку с двумя отказавшими критическими двигателями (на ВС с числом двигателей более двух) должна обеспечиваться возможность выдерживания прямолинейного полета с креном не более 50 на работающие двигатели при усилиях на рычагах управления, не превышающих значений, приведенных в пункте 85 настоящих Норм для маловероятных событий.
Параграф 14. Характеристики устойчивости и управляемости
ВС на больших углах атаки
107. Требования настоящей главы относятся к характеристикам устойчивости и управляемости ВС в диапазоне углов атаки от адоп до апред для всех конфигураций, масс, центровок, высот полета, чисел М и режимов работы двигателей, предписанных Руководством по летной эксплуатации, и при нормальной работе функциональных систем ВС, оказывающих влияние на эти характеристики, если это не оговорено особо.
108. На допустимом угле атаки адоn (су_доn) должны обеспечиваться:
приемлемая, по оценке пилота, управляемость по тангажу, крену и рысканию;
отрицательные значения производных dPв и dxв dnydny;
запас по углу атаки не меньше 30 до адоn, если аnред принят равным ас в соответствии с пунктом 116 настоящих Норм;
запас по углу атаки не менее 30 до угла атаки аnред, если в диапазоне углов атаки от адоn до аnред сохраняется продольная устойчивость или наблюдается только местная неустойчивость, при которой тянущие усилия на штурвале (отклонение штурвала) при угле атаки аnред не менее по абсолютной величине усилия (отклонения штурвала) при адоn;
запас по углу атаки не менее 50 до аnред, если в диапазоне углов атаки от адоn до аnред имеют место продольная неустойчивость и тянущее усилие на штурвале (отклонение штурвала) при угле атаки апред меньше по абсолютной величине усилия (отклонения штурвала) при угле атаки адоn и на ВС отсутствует сигнализация о достижении угла атаки адоn в виде искусственной тряски штурвала, тактильной сигнализации или ступенчатого увеличения усилий на штурвале;
запас не менее 10 % от максимального значения коэффициента подъемной силы, полученного на углах атаки вплоть до аnред;
отсутствие самопроизвольных недопустимых, по оценке пилота, колебаний ВС относительно любой оси;
отсутствие тряски, затрудняющей пилотирование или опасной в отношении прочности конструкции;
отсутствие необходимости дополнительных действий экипажа для поддержания функционирования силовой установки и других систем.
109. Усилия на штурвале, потребные для вывода ВС на допустимый угол атаки адоп при маневре на крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения при полете по маршруту, должны по абсолютной величине составлять не менее 25 кгс (при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета).
Допускается снижение указанных усилий до 15 кгс, если:
в диапазоне углов атаки от адоп до аnред наклон балансировочных кривых Рв = f1(a) и хв = f2(a) сохраняется отрицательным;
на ВС имеется сигнализация о достижении угла атаки адоn в виде искусственной тряски штурвала, тактильной сигнализации или ступенчатого увеличения усилий на штурвале.
110. На углах атаки, соответствующих адоn, должны своевременно, по оценке пилота, возникать достаточно интенсивные и характерные только для этих углов атаки естественные либо искусственные предупредительные признаки, безошибочно и легко распознаваемые пилотом и не пропадающие при дальнейшем увеличении угла атаки вплоть до аnред. Приемлемыми предупредительными признаками являются:
тряска конструкции и (или) рычагов управления, отличающаяся от тряски при выпущенной механизации или при полете с отказавшим двигателем;
звуковая сигнализация, отличающаяся от других звуковых сигналов, имеющихся на ВС, с дублирующей световой сигнализацией при этом должна обеспечиваться индикация текущего угла атаки вплоть до аnред. Предупредительные признаки не должны препятствовать переводу ВС на нормальные углы атаки.
111. На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту должен обеспечиваться такой запас по углу атаки до адоп, который соответствует приращению угла атаки от мгновенного входа в восходящий порыв ветра W1 = 9 м/с при Н < 7 км, W1 = 9 - 0,5 (Н-7) при Н > 7 км, но во всех случаях W1 > 6,5 м/с, т.е.
W1
а0дои > а0ги + ----. 57,3 (W, > 6,5 м/с),
V1
где, а гп - угол атаки в горизонтальном прямолинейном полете.
При этом приращение перегрузки при выходе на адоп не должно быть менее /\nу = 0,5.
112. На угле атаки аnред не должно возникать сваливания, характеристики которого не удовлетворяют требованиям пункта 116 настоящих Норм. На углах атаки вплоть до аnред не допускается нарушение работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж).
113. На режимах крейсерского полета, набора высоты и снижения при полете по маршруту, ожидания, полета по кругу, захода на посадку, ухода на второй круг, взлета и посадки (при конфигурациях, режимах работы двигателей и балансировке по усилиям, соответствующих прямолинейному полету) после вывода на углы атаки, превышающие адоn, вплоть до аnред:
допускается уменьшение тянущих балансировочных усилий на штурвале не более чем на 50 % от максимальной величины, при этом минимальное усилие должно быть не менее 15 кгс;
при отклонении штурвала "от себя" с усилием не более 60 кгс ВС должен достаточно быстро, по оценке пилота, и без применения особых методов пилотирования возвращаться к исходному режиму. Рекомендуется, чтобы при этом отрицательное угловое ускорение тангажа было не менее 3 град/сек2.
114. На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения при полете по маршруту должен обеспечиваться запас по углу атаки до аnред, который соответствует воздействию вертикального восходящего порыва ветра с эффективной индикаторной скоростью не менее 18 м/с. При этом должно обеспечиваться возвращение ВС к исходному режиму при соответствующем этому режиму балансировочном положении штурвала.
115. Характеристики ВС на углах атаки, превышающих адоп, должны демонстрироваться до сваливания, либо до аnред в процессе:
торможений, выполняемых при работе всех двигателей на режиме малого газа с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете, а также с максимальным возможным темпом (соответствующим горизонтальному полету);
торможений при работе всех двигателей на режиме, соответствующем установившемуся горизонтальному полету на скорости V = 1,3-1,4 Vcl, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете и в развороте с углом крена 300;
торможений при одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном Руководством по летной эксплуатации для высоты полета с одним отказавшим двигателем, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с углом крена не более 50 на работающие двигатели;
торможений, выполняемых при работе двигателей на номинальном режиме, с темпом не более 2 км/ч за 1 секунду в прямолинейном полете с исходной скорости V = 1,3-1,4 Vс1;
маневров с нормальной перегрузкой более единицы в конфигурации полета по маршруту в диапазоне скоростей от V = 1,3-1,4 Vcl до Vmaх Э (пункт 139 настоящих Норм) при режиме двигателей, соответствующем горизонтальному полету, и балансировке ВС по усилиям на исходном режиме прямолинейного полета.
Перед началом испытаний ВС с выходом на аnред (подпункт 62) пункта 5 настоящих Норм) по материалам испытаний моделей в аэродинамической трубе или летающих моделей должна быть показана возможность вывода ВС с углов атаки, превышающих апред (подпункт 62) пункта 5 настоящих Норм) на 5-150.
Торможение ВС с выпущенной механизацией должно демонстрироваться на высотах не более 6000 м.
Параграф 15. Требования к характеристикам сваливания
116. Если угол атаки аnред определяется сваливанием, то в процессе сваливания и вывода ВС в горизонтальный полет не допускаются:
явления, препятствующие выводу ВС обычными методами пилотирования на эксплуатационные углы атаки;
приращения угла крена более 400 при симметричной тяге двигателей и 700 при несимметричной тяге;
превышение эксплуатационных ограничений по скорости и перегрузке;
изменения конфигурации ВС.
Параграф 16. Движение ВС по аэродрому
117. В процессе движения ВС по аэродрому (на рулении, разбеге, прерванном взлете и пробеге) при пилотировании в соответствии с Руководством по летной эксплуатации должна обеспечиваться возможность движения ВС в пределах установленной для него взлетно-посадочной полосы без выкатывания на боковые полосы безопасности и за концевые полосы безопасности во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации, как при нормальной работе всех систем, так и при возникновении отказов, влияющих на движение по аэродрому, более частых, чем крайне маловероятные. Потребные усилия на рычагах управления не должны превышать значений, указанных в пункте 118 настоящих Норм.
118. Пользование тормозами, реверсивными устройствами и другими средствами управления не должны приводить к затруднениям в пилотировании вследствие появления трудно парируемых моментов тангажа, крена и рыскания, а также к значительному, по оценке летчика, уменьшению эффективности управления.
119. ВС должно обладать достаточной управляемостью на разбеге и пробеге для выдерживания заданного направления движения по аэродрому без применения несимметричного управления тормозами и двигателями при максимальных значениях бокового ветра и всех состояниях взлетно-посадочной полосы, разрешенных для эксплуатации. Тенденция к неуправляемому развороту, "козлению" и тому прочее должна отсутствовать.
120. В случае если в Руководстве по летной эксплуатации рекомендована методика посадки с углом упреждения (углом между осью ВС и вектором путевой скорости), для ВС, имеющих обычную схему шасси (носовая опора и неповоротные главные стойки), управляемость на основных колесах с поднятой носовой опорой должна быть достаточной для устранения угла упреждения. Требование настоящего пункта должно обеспечиваться во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.
121. Для ВС, имеющих обычную схему шасси, для которых рекомендована методика посадки с углом упреждения, управляемость на пробеге с опущенной передней опорой должна быть достаточной для устранения угла между осью ВС и вектором путевой скорости, равного по величине углу упреждения при заходе на посадку и выдерживании заданного направления движения. Указанное требование должно обеспечиваться во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.
122. При отказах систем ВС, относящихся к событиям более частым, чем крайне маловероятные, и влияющих на движение по аэродрому, ВС должно обладать достаточной управляемостью для выдерживания заданного ему направления движения. В этих случаях допускается использование несимметричного управления тормозами и двигателями.
Указанное требование должно обеспечиваться при максимальных значениях бокового ветра и всех состояниях взлетно-посадочной полосы, разрешенных для эксплуатации.
Параграф 17. Прочность конструкции ВС
123. Для расчета и статических испытаний ВС выбран ряд положений (режимов эксплуатации) ВС, обусловливающих наиболее тяжелые условия нагружения различных его частей (крыла, оперения, шасси). Эти положения (режимы эксплуатации) в параграфе 18 настоящей главы и параграфе 5 главы 6 называются случаями нагружения. Каждый случай нагружения имеет свое буквенное обозначение, причем, если одно и то же положение (режим эксплуатации) ВС обусловливает расчет нескольких его частей, в требованиях к прочности для каждой его части повторяется один и тот же случай нагружения, обозначаемый, как правило, одной и той же буквой, но с различным для каждой части индексом. Для некоторых частей ВС, кроме того, заданы расчетные условия, т.е. условия, необходимые для определения нагрузок, действующих на рассматриваемую часть при выполнении ВС тех или иных маневров в воздухе и на земле, при полете в неспокойном воздухе, при взлете и посадке. В Нагрузке в параграфе 3 главы 5 и в параграфе 5 главы 6 приведены случаи нагружения частей ВС, составляющих его основную силовую конструкцию. Если элементы оборудования или функциональных систем ВС включаются в работу основной силовой конструкции при ее деформациях, то эти элементы должны быть проверены на прочность на случаи нагружения частей ВС, на (внутри) которых они расположены, в сочетании с одновременно действующими нагрузками, связанными с функциональным назначением элементов оборудования или систем. Проверка прочности на случаи нагружения параграфе 18 настоящей главы и параграфе 5 главы 6 не отменяет необходимости проверки прочности, которую должны проходить элементы такого оборудования и систем по техническим условиям в соответствии с их функциональным назначением.
124. Требования к прочности, приведенные в параграфе 18 настоящей главы и параграфе 5 главы 6 относятся к ВС обычной схемы с хвостовым оперением. Для ВС иной схемы необходимые уточнения должны быть разработаны изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
Параграф 18. Определение расчетных нагрузок
125. Статическая прочность конструкции ВС и отдельных его частей проверяется на расчетные нагрузки. В соответствии с приведенными в параграфе 18 настоящей главы и в параграфе 5 главы 6 случаями нагружения (расчетными условиями) определяются эксплуатационные нагрузки Рэ, которые характеризуют предельно возможный в эксплуатации уровень нагружения. Расчетные нагрузки Рр определяются с помощью умножения эксплуатационных нагрузок на соответствующий коэффициент безопасности f т.е. Рр = fРэ.
Исключением являются случаи нагружения в пунктах 239, 257, 258 настоящих Норм, где непосредственно задаются расчетные нагрузки.
Коэффициент безопасности принимается равным 1,50, если для рассматриваемого случая (случаев) нагружения нет специального указания об установлении иной величины коэффициента безопасности.
В требованиях данной главы предусмотрено введение дополнительных коэффициентов безопасности fдоn для отдельных частей (элементов) конструкции. Статическая прочность этих частей (элементов) должна быть проверена на расчетную нагрузку, умноженную на наибольшее из значений fдоn, относящихся к данной части (элементу).
126. Конструкция в целом должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение не менее трех секунд. Если прочность конструкции подтверждается динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, данное требование не применяется.
127. При определении аэродинамических нагрузок, величину аэродинамической нагрузки и ее распределение по различным частям ВС следует определять по материалам испытаний моделей ВС в аэродинамических трубах. Испытания моделей в аэродинамических трубах должны проводиться при различных углах атаки и скольжении, углах отклонения органов управления и механизации так, чтобы охватить диапазон изменений углов, рассматриваемый в соответствующих случаях нагружения. При отсутствии таких материалов разрешается определять величину аэродинамической нагрузки и ее распределение по материалам испытаний в аэродинамических трубах моделей ВС, близких к рассматриваемому, или на основе соответствующих расчетов. Величина нагрузки должна быть установлена изготовителем.
128. При определении величины и распределения нагрузки следует учитывать влияние сжимаемости воздуха. При числе М полета, большем 0,70, распределение нагрузки должно быть получено вплоть до числа М, больше рассматриваемого на 0,05. (М - число Маха, отношение скорости ВС, движущегося в газовой среде (воздухе) к скорости звука в данной среде). На основании материалов этих испытаний для расчета должно быть выбрано распределение нагрузки по размаху и по хорде (контуру) при числе М, наиболее неблагоприятном по условиям прочности.
129. В случаях, когда упругие деформации конструкции ВС приводят к увеличению нагрузок на его агрегаты, необходим учет влияния этих деформаций. При наличии достаточных данных учитывается влияние упругих деформаций конструкции ВС на распределение аэродинамической нагрузки и на аэродинамические коэффициенты ВС также в том случае, когда это ведет к уменьшению нагрузок.
130. В параграфах 3, 14 главы 5 нагрузки заданы без учета инерционных сил, возникающих при упругих колебаниях конструкции ВС. Если собственные частоты этих колебаний таковы, что влияние указанных инерционных сил может быть значительным, необходимо определять нагрузки с учетом этого влияния, а также, в случае необходимости, проводить лабораторные и соответствующие летные исследования. Для случаев полета в неспокойном воздухе и посадки динамическое нагружение следует определять в соответствии с расчетными условиями.
Если проверка прочности ВС в случаях нагружения при полете в неспокойном воздухе или при посадке производится на нагрузки, определенные с учетом влияния динамичности нагружения, соответствующие случаи нагружения крыла, фюзеляжа, установок под двигатели.
131. При учете влияния автоматических систем, если нагрузки определяются путем расчета движения ВС (например, при определении динамических нагрузок при полете в неспокойном воздухе, при определении маневренных нагрузок на оперение), должно быть принято во внимание влияние имеющихся на ВС автоматических систем.
Если предусматривается возможность полета при отказе автоматической системы, нагрузки должны быть определены также и без влияния отказавшей системы, если в требованиях к прочности той или иной части ВС нет указания о том, что такой отказ можно не рассматривать. Для нагрузок, определенных при отказе автоматической системы, коэффициент безопасности разрешается снижать на 13 %, однако, для элементов проводки управления коэффициент безопасности следует принимать не меньшим, чем f = 1,50, а для остальных агрегатов не меньшим, чем f = 1,30.
132. При учете влияния износа, если износ деталей подвижных соединений отдельных элементов конструкции ВС может привести к снижению прочности и (или) к увеличению нагрузок, расчет на прочность этих элементов должен проводиться с учетом максимально допустимого износа трущихся поверхностей.
133. В параграфах 2, 15 главы 5 для ряда случаев нагружения даются указания относительно уравновешивания ВС. Там, где таких указаний нет или они недостаточно полны, чтобы однозначно уравновесить ВС, следует пользоваться указаниями, приведенными ниже.
Если по смыслу рассматриваемого случая нагружения не очевидно, что равновесие ВС осуществляется с участием аэродинамических сил (помимо сил, задаваемых при описании случая нагружения), уравновешивание следует производить с помощью инерционных сил.
В ряде случаев нагружения наличие аэродинамических сил, помимо тех, которые действуют на рассматриваемую часть, является явным: например, наличие угла скольжения в случаях нагружения вертикального оперения вызывает появление аэродинамических сил на всем ВС и они должны учитываться при определении инерционных сил, необходимых для уравновешивания.
Если нагрузки определяются из рассмотрения движения ВС (например, при расчете маневренных нагрузок на оперение, при расчете динамического действия нагрузок), аэродинамические и инерционные нагрузки, действующие на рассматриваемую часть и на ВС в целом, определяются на основе полученных из расчетов параметров движения (углов атаки и скольжения, линейных и угловых скоростей и ускорений).
В случаях нагружения горизонтального оперения уравновешивающей нагрузкой, хотя и ясно, что равновесие ВС относительно поперечной оси осуществляется (помимо силы тяжести) аэродинамическими силами, которые могут быть получены из испытаний в аэродинамических трубах, однако, если материалы испытаний на распределение давления по крылу и фюзеляжу не согласуются с материалами весовых испытаний модели ВС без горизонтального оперения, для уравновешивания моментов относительно этой оси разрешается добавлять условные силы. Это можно делать также, если отсутствуют или имеются в недостаточном объеме материалы испытаний на распределение давлений и приходится пользоваться другими, приближенными методами. Такой же способ уравновешивания можно применять в других аналогичных случаях. Условные силы, прикладываемые для уравновешивания, следует выбирать так, чтобы они не снижали нагрузки на рассматриваемую часть ВС. Разрешается пользоваться условными силами также тогда, когда более точное уравновешивание приводит к изменению нагрузок на крыло, предусмотренных случаями его нагружения.
На действие сил, участвующих в уравновешивании для какого-либо случая нагружения части ВС (если они не являются условными), необходимо проверить также другие части ВС, для которых эти силы могут оказаться расчетными. При этом, если не оговорено иное, коэффициент безопасности принимается в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения.
Помимо случаев нагружения, заданных для различных частей ВС, следует рассмотреть возможные случаи торможения и разгона ВС. Возникающие при этом инерционные силы должны быть учтены при определении прочности тех частей ВС, для которых эти силы являются существенными. Это относится, в частности, к прочности баков, поскольку давление в них зависит от инерционных сил.
134. В параграфе 17 настоящей главы и параграфе 15 главы 5 если не оговорено иное, применяются связанная система координат и правило знаков. Система единиц измерения, принятая в параграфе 17 настоящей главы и в параграфе 15 главы 5 кг, м, с (килограмм, метр, секунда). Однако, как правило, для зависимостей, в которых используются размерные коэффициенты, в скобках приводятся и соответствующие выражения в системе единиц кгс, м, с (килограмм-сила, метр, секунда).
Параграф 19. Расчетная масса ВС
135. За расчетную взлетную массу ВС mвзл принимается максимальная масса ВС (в начале разбега) в условиях нормальной эксплуатации при всех предусмотренных вариантах нагрузки.
136. Полетная масса ВС m , при которой следует проводить проверку прочности в полетных случаях нагружения в соответствии с заданными в этой главе условиями, рассматривается в диапазоне от расчетной взлетной массы за вычетом наименьшего количества топлива, израсходованного к моменту достижения той или иной конфигурации и высоты полета, до массы ВС без топлива. Однако для полетных масс, меньших, чем масса ВС с рассматриваемой коммерческой нагрузкой и минимальным аэронавигационным запасом топлива, проверку прочности можно проводить при уменьшенных значениях максимальной эксплуатационной перегрузки при маневре и эффективной скорости вертикального порыва, но не менее соответственно 0,9эуmах (a) и 0,85 W.
137. Расчетная посадочная масса mnос устанавливается изготовителем, но принимается не менее массы ВС с нормальной коммерческой нагрузкой и минимальным аэронавигационным запасом топлива. В Руководстве по летной эксплуатации должно быть указано, что посадки, как правило, не должны производиться с массой, большей чем mnoc max = 1,1 mпос (mnос max - максимальная посадочная масса ВС), а число посадок с массой более mnoc max вплоть до mвзл должно составлять не более 3 % всего числа посадок.
Значение расчетной посадочной массы рекомендуется выбирать так, чтобы отношение mвзл/mnoc было не более 1,5.
138. Для расчетной взлетной, полетной и расчетной посадочной массы должны быть рассмотрены различные варианты загрузки ВС, возможные в эксплуатации.
Параграф 20. Скорость ВС
139. За максимальную эксплуатационную скорость Vmax э принимается скорость, которую пилот в нормальной эксплуатации не должен преднамеренно превышать как в режиме горизонтального полета, так и при наборе высоты и при снижении.
140. Расчетная предельная скорость Vmax max устанавливается исходя из возможности непреднамеренного превышения скорости Vmax э как за счет ошибок пилотирования, так и вследствие встречи ВС со значительными атмосферными возмущениями.
Должно быть показано расчетом непревышение скорости Vmax max при выполнении следующего маневра.
Принимается, что ВС из установившегося горизонтального полета со скоростью Vmax э перешел на снижение с углом наклона траектории 7,50 и через двадцать (20) секунд выводится из снижения, не превышая nу = 1,5. Режим работы двигателей при снижении сохраняется таким же, что и до начала снижения. При наличии конструктивных устройств, автоматически изменяющих сопротивление ВС или тягу двигателей, разрешается учитывать их при анализе траектории снижения. В момент начала кабрирования допускается уменьшение тяги двигателей и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
Во всех случаях запас между Vmax max и Vmax э должен составлять не менее 50 км/час, а на высотах, где Vmax э ограничена числом М, должно быть:
Мmax max > Мmах э + 0,05.
141. Для конфигурации ВС с отклоненной механизацией принимается:
Vmax б - максимальная скорость ВС, при которой разрешается полет с отклоненными закрылками и (или) предкрылками, для каждой возможной по условиям применения комбинации углов их отклонения б;
Vmax_в.у.ш. - максимальная скорость ВС, при которой могут производиться выпуск и уборка шасси;
Vmax_ш - максимальная скорость ВС, при которой может производиться полет с выпущенным шасси.
142. Указанные в пунктах 139-140 настоящих Норм скорости, устанавливаются изготовителем. Эти (или меньшие) скорости (числа М ) должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации. Если на ВС имеется механизация, отличная от рассмотренной в этой главе, максимальная скорость, при которой должна проверяться прочность ВС с отклоненной механизацией, также устанавливается изготовителем и величина этой скорости (или меньшее ее значение) должна быть занесена в Руководство по летной эксплуатации.
Глава 5. Нагрузки на конструкцию ВС
Сноска. Заголовок главы 5 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Эксплуатационные перегрузки для полетных случаев нагружения
143. Настоящая глава содержит положения относительно определения нормальных перегрузок (по направлению связанной оси Y ) в центре тяжести ВС при маневре и при полете в неспокойном воздухе.
Перегрузки должны определяться для всех высот полета и всех полетных масс ВС.
144. Максимальную эксплуатационную перегрузку при маневре ВС с убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять следующим образом:
nэ у max (а) = 3,8 при m < 8000 кг,
nэ у max (а) = 2,5 при m > 27500 кг.
Для промежуточных значений полетной массы m величина nэ уmax(а) определяется по формуле:
Меньшее значение маневренной перегрузки может быть принято только тогда, когда конструктивные или аэродинамические особенности ВС гарантируют непревышение этого значения в полете.
Для ВС, у которых V max э < 100 м/с, величина nэуmax(а) устанавливается изготовителем и согласовывается с компетентным органом государства-изготовителя с представлением соответствующих обоснований.
145. Минимальная эксплуатационная перегрузка при маневре с убранной взлетно-посадочной механизацией должна быть принята по абсолютной величине не меньше чем 1,00, т.е. nэ у min(а) < - 1,00.
146. Максимальную и минимальную эксплуатационные перегрузки при маневре ВС с выпущенной взлетно-посадочной механизацией следует принимать равными соответственно:
nэу max(а) = 2,00; nэу min(а) = 0.
147. В Руководстве по летной эксплуатации в качестве максимальной и минимальной допустимых в эксплуатации перегрузок при маневре должны быть записаны перегрузки:
n у max < n э у max (а) ,
n у min > n э у min(а) .
148. Максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки при полете в неспокойном воздухе n э у max(б) и n э у min(б) с убранной взлетно-посадочной механизацией должны определяться для всех скоростей полета V вплоть до Vmax_max по следующим формулам:
n э у max(б) = n у г.п. + /\ n ;
n э у min(б) = n у г.п. - /\ n ;
роVW
/\n = 0,5 kcaу ------
0 gmlS
1-e-л
k = 0,8 ----------;
л
РнL
л = 0,5 caу ------,
mlS
где, n у г.п. - нормальная перегрузка установившегося горизонтального полета (может быть приближенно принято значение n у г.п = 1,00);
c a у - производная коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС по углу атаки (в радианах), определяемая по данным испытаний в аэродинамической трубе жесткой модели ВС при числе М, соответствующем рассматриваемой скорости полета;
S - площадь крыла;
Ро и рн - плотность воздуха (соответственно) у земли и на рассматриваемой высоте полета;
g - ускорение свободного падения;
L - длина участка нарастания порыва, следует принимать L =30 метров.
Эффективную индикаторную скорость вертикального порыва W
необходимо определять следующим образом.
На скорости, равной или меньшей V max э ,
при Н < 10000 метров
15 V max э
0 W = --------, но не более 20 м/с;
0 V
при fs24Н > 20000 метров
10 V max э
W = --------, но не более 12 м/с;
V
На скорости Vmax_max
при Н < 10000 метров W = 10 м/с;
при Н > 20000 метров W = 6 м/с.
При 10000 м < Н < 20000 м следует пользоваться линейной интерполяцией между значениями W для Н = 10000 и 20000 метров. Для скоростей полета между V max э и Vmax_max значение W также следует определять, применяя линейную интерполяцию. Если по каким-либо соображениям устанавливается скорость, ниже которой не следует длительно летать, или если устанавливается (рекомендуется) скорость, ниже которой не следует проводить полет в сильную болтанку, и какая-либо из этих скоростей больше, чем 0,75 V max э , то на этой скорости необходимо произвести дополнительную проверку прочности при указанных выше предельных значениях W (20 м/с при Н < 10000 метров, 12 м/с при Н > 20000 метров).
Значение W во всех случаях следует ограничить дополнительным условием: су, определенный по формуле:
n э max (б) gm/S
су = ---------------
g
не должен превышать 1,5 с у max , если характеристика с у = f(а) ВС имеет ярко выраженный максимум (с у mах ), и 1,5 су или с у 2 (что больше), если характеристика су= f(а) ВС не имеет такого максимума.
Здесь с у 1 - коэффициент нормальной аэродинамической силы ВС при угле атаки a1 (соответствующем началу нелинейной части характеристики с у = f(а) , a с у 2 - коэффициент нормальной аэродинамической силы при угле атаки а 2 = 2 a 1.
Значения с у = f(а) следует брать при положении руля высоты (стабилизатора), соответствующем балансировке в горизонтальном полете при рассматриваемых значениях Н , V и m .
Перегрузки при полете в неспокойном воздухе n э у maх(б) и n э у min(б)
с выпущенной взлетно-посадочной механизацией следует также определять по формулам в параграфе 9 главы 17 и в параграфе 2 главы 6 но при этом в выражении для /\ n нужно принимать W = 10 м/сек, а в качестве скорости брать максимальную скорость, при которой разрешен полет ВС в данной конфигурации.
Параграф 2. Случай нагружения крыла ВС
150. В полетных случаях нагружения помимо нормальной аэродинамической силы крыла учитывается продольная аэродинамическая сила. Во всех случаях нагружения должны учитываться силы тяжести и инерционные силы крыла и находящихся в нем грузов, распределенных по наиболее невыгодным вариантам в отношении прочности тех или других элементов конструкции. Для ВС в целом равновесие сил и моментов достигается приложением аэродинамической нагрузки на несущие части ВС, тяги двигателей, силы тяжести ВС и инерционных сил поступательного и вращательного движений. Если с крылом конструктивно связаны другие части ВС, крыло должно проверяться также на нагрузки от этих частей во всех нормируемых для них случаях.
Для крыла разрешается приближенно принимать направление сил тяжести и инерционных сил противоположным направлению равнодействующей аэродинамической нагрузки на крыло.
151. В маневренных случаях нагружения задается перегрузка в центре тяжести ВС. Маневр следует считать установившимся и эксплуатационную нормальную аэродинамическую нагрузку на крыло (на ВС без горизонтального оперения) определять по формуле:
Ү кр = nэуgm - Р г.о ур где, P г.o. ур - уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение, взятая со знаком плюс, если она действует вверх. Кроме nэу в каждом отдельном маневренном случае нагружения задается одна из двух величин: скоростной напор q или су (су ВС при отклонении руля высоты или стабилизатора на балансировочный угол). Вторая величина находится из условия:
суq
nэ = -------,
gm/S
Значения су и q (следовательно, на данной высоте полета и числа М) определяют угол атаки а.
152. Для проверки прочности крыла с убранной взлетно-посадочной механизацией рассматриваются следующие случаи нагружения: A, A', D, D', ВА, СА, Вmах э, Сmах Э, В, С .
Указанные случаи нагружения ВС, показывают сочетание значений маневренных перегрузок и скоростей полета.
Для каждого случая нагружения значения эксплуатационной перегрузки nэу , скоростного напора q и коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС су . Величина су mах определяется следующим образом.
Если характеристика су = f(a) не имеет ярко выраженного одиночного максимума:
в качестве су mах следует принять су, соответствующего углу атаки при сваливании (ас). Для предварительных расчетов можно принимать в этом случае меньшую из двух величин: су, соответствующий первому максимуму, и су, соответствующий углу 2 а 1 где а1 - угол атаки, начиная с которого характеристика су= f(a) становится нелинейной;
су min следует определять аналогичным образом.
В случаях ВА, СА, Вmах э, Сmах э, В и С необходимо рассматривать нагружение крыла с элеронами, отклоненными для создания левого (правого) крена.
В случаях ВА и СА следует принимать элероны, отклоненными на угол, лимитируемый только эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
В случаях Вmах э и Сmах э угол отклонения элеронов следует принимать таким, чтобы угловая скорость установившегося вращения ВС вокруг продольной оси wх, определенная с учетом сжимаемости воздуха и упругости конструкции крыла, была не меньше угловой скорости wх, достигаемой в случаях ВА и СА соответственно. В случаях В и С угловая скорость wх , определенная как указано выше, должна быть не меньше 0,3 значения wх , также достигаемого в случаях ВА и СА соответственно.
Однако и в случаях Вmах э , Сmах э, В и С отклонение элеронов не должно быть больше значения, лимитируемого эффективным конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным эксплуатационным усилием пилота.
Момент вращения вокруг продольной оси, вызванный отклонением элеронов в случаях ВА, Вmах э и В, уравновешивается следующим образом:
1) должно быть рассмотрено установившееся вращение вокруг продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом демпфирующих сил от вращения с угловой скоростью wх и моментом аэродинамических сил, вызванных деформациями конструкции;
2) должно быть рассмотрено неустановившееся вращение ВС вокруг продольной оси, т.е. момент вращения уравновешивается моментом инерционных сил, обусловленных угловым ускорением ВС относительно продольной оси, демпфирующих сил, вызванных угловой скоростью (если отклонение элеронов не является мгновенным), и аэродинамических сил, возникающих от деформаций конструкции. Для определения величины углового ускорения idwх должно быть рассмотрено отклонение рычага
----
0 Dt
fs24 поперечного уравнения (ручки, штурвала) из первоначального положения с максимально возможной скоростью. Однако idwх
----
Dt
не берется больше 3,0 рад/сек2.
Под отклонением с максимальной возможной скоростью понимается мгновенное отклонение рычага управления, если нет устройства, ограничивающего эту скорость.
Моментом демпфирования хвостового оперения, вызванным вращением ВС, следует пренебречь.
В случаях СА, Сmах э и С следует принять, что эффект отклонения элеронов не изменяет распределение нагрузки по размаху крыла, а сказывается только на изменении значения сm0 профиля на величину /\сm0 на участке крыла, занятом элеронами.
153. Для проверки прочности крыла с выпущенной взлетно-посадочной механизацией на максимальной скорости полета, разрешенной для данной конфигурации, следует рассмотреть случаи нагружения А3' и В3 .
Случай А3 - n э у = 2,00, элероны не отклонены.
Случай В3 - n э у = 1,50, элероны отклонены на угол, лимитируемый только конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным усилием пилота. Момент вращения вокруг продольной оси, вызванный отклонением элеронов, уравновешивается.
Если закрылки (предкрылки) используются для других целей, например, для торможения при планировании или на крыле имеется дополнительная механизация, отклоняемая в полете (тормозные щитки, интерцепторы, спойлеры), расчетные условия нагружения крыла при отклонении такой механизации должны быть установлены изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
154. Случаи нагружения крыла при полете в неспокойном воздухе:
1) в симметричном случае, на всех высотах и скоростях полета вплоть до Vmax_max при различных значениях полетной массы ВС рассматривается действие вертикальных порывов. При этом принимается:
нагрузки до входа ВС в порыв соответствуют горизонтальному полету (элероны не отклонены);
действие порыва сводится к изменению угла атаки на:
kW
/\ б = + -----
V
где, к - коэффициент, определенный в пункте 148 настоящих Норм;
знак минус указывает на вертикальный порыв, направленный вниз.
По углу атаки a = агn + /\а (где агn - угол атаки в горизонтальном полете) определяются аэродинамические нагрузки на крыло (ВС без горизонтального оперения) и на горизонтальное оперение при угле отклонения руля высоты (стабилизатора), соответствующем балансировке в горизонтальном полете. Разрешается определять нормальную аэродинамическую силу на крыло другим способом, а именно, по приближенной формуле:
1 р о WV
Iкр = gm (1 + ---- kc бу без ГО ----- ),
2 gmIS
где, c бу без ГО производная по углу атаки (в радианах) коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС без горизонтального оперения, определяемая по данным испытаний в аэродинамической трубе жесткой модели ВС без горизонтального оперения при числе М полета, соответствующем рассматриваемой скорости полета. Остальные величины в правой части формулы имеют значения, указанные в пункте 148 настоящих Норм. Знак минус в формуле соответствует порыву, направленному вниз. По нормальной аэродинамической силе крыла Yкр следует найти угол атаки а и по нему определить нагрузку на горизонтальное оперение с учетом скоса потока от крыла. Угол отклонения руля высоты (стабилизатора) следует при этом принять равным балансировочному углу в горизонтальном полете;
2) в несимметричном случае, принимается, что на одной половине крыла действует та же аэродинамическая нагрузка, а на другой половине 80 % этой нагрузки;
3) в случае нагружения крыла при посадке и взлете, прочность крыла необходимо проверить во всех случаях нагружения основных стоек шасси.
Учитывается, что на ВС действуют следующие внешние нагрузки: подъемная сила Y , силы, приходящиеся на основные стойки шасси, сила тяжести ВС, а также инерционные силы, обусловленные этими нагрузками и уравновешивающие ВС в целом.
В случаях Еш взл , R2 ш и Мш , Y = 0 (пункт 186 настоящих Норм).
В случае Gш, Y = 0,25 gmnoc или Y = 0,25 mвзл (пункт 186 настоящих Норм).
В случае Тш, Y = 0,25 gmnoc при рассмотрении посадки и Y = 0 при рассмотрении старта и буксировки (пункт 185 настоящих Норм).
Во всех остальных случаях Y = 0,25 gmnoc или Y = 0,25 mвзл .
Распределение аэродинамической нагрузки по крылу следует условно принимать таким же, как в случае А ;
4) в случае нагружения элементов крыла.
155. Прочность элеронов и их креплений следует проверить в неотклоненном и отклоненном положениях. Нагрузку на элероны в неотклоненном положении следует рассмотреть в случаях A, A', D, D', А3' и при полете в неспокойном воздухе.
156. Нагрузку на элероны в отклоненном положении следует рассмотреть в случаях ВА, СА, Вmах э, Сmах э, В, С и В3. Для этого необходимо смещением точки приложения погонной нагрузки (центра давления) вдоль хорды элерона без изменения величины этой нагрузки поправить шарнирные аэродинамические моменты так, чтобы получить это соответствие. Однако если при этом уравновешивании центр давления станет более задним, чем на 50 % местной хорды элерона, следует принять положение центра давления на 50 % местной хорды без изменения величины погонной нагрузки.
Уравновешивание шарнирных моментов должно производиться с учетом влияния сервокомпенсаторов, бустеров, автопилотов, автоматов устойчивости и управляемости и других вспомогательных и автоматических систем. При этом должны рассматриваться возможные, наиболее тяжелые в отношении прочности на кручение элерона действия этих систем. Для расчета нервюр и местной прочности элерона распределение нагрузки по хорде (контуру) должно быть исправлено, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания увеличились по сравнению с исходными (до уравновешивания), и распределение нагрузки по хорде (контуру) элерона берется исходное (до уравновешивания), если погонные шарнирные моменты уменьшились после уравновешивания.
157. Прочность кинематического сервокомпенсатора и его креплений (включая и местную прочность элерона) проверяется во всех случаях нагружения.
Коэффициент безопасности для сервокомпенсаторов и их креплений для этого случая нагружения f > 2,00.
Для обеспечения жесткости рекомендуется принимать повышенный коэффициент безопасности.
158. Прочность триммера и его креплений (включая и местную прочность элерона) следует проверить на нагрузку, приходящуюся на него как на часть элерона при нейтральном положении триммера.
Кроме того, прочность триммера в отклоненном положении проверяется на эксплуатационную нагрузку:
Pэmp = + 0, 55q maх maх S ,
где, S - площадь триммера. Коэффициент безопасности для этого случая нагружения f = 2,00.
159. На режимах взлета и посадки проверяется прочность закрылков, предкрылков, их креплений и систем (механизмов) выпуска и уборки. В каждом из этих режимов следует выбрать наиболее неблагоприятные случаи нагружения указанных элементов в диапазоне углов атаки крыла от значения, соответствующего горизонтальному полету, до значения, соответствующего эксплуатационной перегрузке nэу = 2,0 или порывам неспокойного воздуха W = +10 м/с, и в диапазоне углов отклонения закрылка, предкрылка от нуля до максимального возможного на данном режиме. Скоростной напор следует принять соответствующим Vmaх б (пункт 140 настоящих Норм). Величину нагрузки на закрылок (предкрылок) следует принимать равной: Pэ = cRqS ,
где, cR - коэффициент полной аэродинамической силы закрылка (предкрылка); его следует определять по материалам испытаний в аэродинамических трубах с учетом обдува струей винтов при всех возможных режимах работы двигателей; при посадке необходимо рассмотреть взлетный режим работы двигателей (случай ухода на второй круг);
q - скоростной напор;
S - площадь закрылка (предкрылка). Направление нагрузки следует принимать на основании результатов испытаний в аэродинамических трубах. Коэффициент безопасности f = 2,00.
Для предкрылков, их креплений и систем (механизмов) уборки и выпуска должны быть дополнительно рассмотрены случаи нагружения при возможных по условиям применения комбинациях углов отклонения предкрылков и закрылков:
1) при угле атаки ВС, соответствующем nэу = О и скорости Vmaх б ;
2) при угле атаки ВС, соответствующем су max б - максимальному значению коэффициента нормальной аэродинамической силы ВС для рассматриваемой комбинации отклонения предкрылков и закрылков, определяемом аналогично су max ВС с убранной взлетно-посадочной механизацией. Скоростной напор принимается равным: 2gmIS
су max б
Коэффициент безопасности f = 1,5.
Прочность закрылков, предкрылков, их креплений и систем (механизмов) выпуска и уборки следует проверить также при убранном их положении. Аэродинамическую нагрузку на закрылок, предкрылок при этом следует определять при коэффициенте безопасности f = 1,5.
Если в соответствии с Руководством по летной эксплуатации при уходе на второй круг требуется уменьшить угол отклонения закрылков, условия их нагружения на этом режиме могут быть уточнены на основе расчетов по определению предельно возможных сочетаний угла отклонения закрылков, скорости полета и режима работы двигателей при выполнении рекомендованного в Руководстве по летной эксплуатации способа пилотирования.
Если закрылки, предкрылки используются для других целей, например, для торможения при планировании, или на крыле имеется дополнительная механизация, отклоняемая в полете (тормозные щитки, интерцепторы, спойлеры), расчетные условия нагружения элементов механизации, узлов их крепления и систем управления ими должны быть установлены изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
160. Прочность хвостовых частей крыла в зоне закрылков должна быть дополнительно проверена на нагрузки, приходящиеся на эти части при выпущенной взлетно-посадочной механизации и определяемые в соответствии со значениями угла отклонения закрылков и максимального скоростного напора, при котором может производиться полет с таким отклонением закрылков.
Коэффициент безопасности f = 2,0.
161. Распределение аэродинамической нагрузки по размаху и хорде (контуру) крыла и по его элементам. Для крыла и его элементов должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху и хорде по материалам испытаний в аэродинамических трубах. Испытания в аэродинамических трубах должны проводиться при углах атаки крыла, углах отклонения элеронов и положениях механизации крыла, соответствующих рассматриваемым случаям.
При отсутствии таких материалов разрешается распределение нагрузки по размаху и хорде (контуру) крыла.
Параграф 3. Случай нагружения хвостового оперения
162. Определяемые аэродинамические нагрузки (нормальные для горизонтального оперения и поперечные для вертикального оперения) рассматриваются с учетом и без учета продольных аэродинамических нагрузок. Направление нормальных и поперечных нагрузок условно может быть принято нормальным, а продольных нагрузок - параллельным плоскости хорд стабилизатора (киля).
Величину продольной аэродинамической нагрузки необходимо определять по результатам испытаний оперения в аэродинамических трубах при угле атаки (скольжения) и угле отклонения управляемого стабилизатора (руля), соответствующих случаям нагружения, рассматриваемым ниже. При наличии переставляемого в полете стабилизатора необходимо рассмотреть наиболее невыгодные сочетания практически возможных углов перестановки стабилизатора и соответствующих углов отклонения руля высоты. Распределение продольной нагрузки по размаху и хорде оперения разрешается принимать пропорционально нормальной (поперечной) нагрузке.
Во всех случаях, за исключением уравновешивающей нагрузки, удельную эксплуатационную нагрузку (Рэ/S) на горизонтальное оперение следует брать не меньше 1180 Па (120 кгс/м2), а на вертикальное оперение - не меньше 590 Па (60 кгс/м2).
163. В случае нагружения горизонтального хвостового оперения при однокилевой схеме, уравновешивающую нагрузку следует определять из условия равенства нулю суммы моментов аэродинамических сил относительно центра тяжести ВС во всех случаях нагружения крыла маневренной нагрузкой как с выпущенной, так и с убранной взлетно-посадочной механизацией.
Нагрузку следует определять согласно расчетов.
При распределении уравновешивающей нагрузки по горизонтальному оперению угол атаки определяется по значению су ВС, а угол отклонения руля (управляемого стабилизатора) - из условия балансировки.
164. Маневренную нагрузку на горизонтальное оперение с убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять путем расчета неустановившихся маневров в вертикальной плоскости. Положение руля (управляемого стабилизатора) в исходном режиме определяется из условия балансировки ВС.
Исходным режимом является установившийся режим полета с любой скоростью вплоть до Vmax max. На каждой скорости рассматриваются три значения исходной перегрузки:
ny 1 = 1,0; ny 11 = nэу max (а);
ny 111 = 1- /\nу ман при nэу max (а) < 3,0 или
ny 111 = nэу min (а) при nэу max (а) > 3,0
Здесь, /\ nу ман = nэу max (а) -1.
165. При маневре с исходной перегрузкой nу 1 следует учитывать, что пилот, выполняя маневр для достижения перегрузки nу 11 или nу 111, отклоняет ручку (штурвал) на себя (от себя), а затем, по истечении некоторого времени, возвращает ее в исходное положение. Момент возврата определяется исходя из того, что во время маневра для перегрузок пу должно соблюдаться условие:
nу 111 < ny < nу 11.
Величина отклонения ручки (штурвала) выбирается так, чтобы получить наиболее тяжелое нагружение для всего горизонтального оперения и его частей (стабилизатора, руля). Однако, данная величина не должна превышать 125 % того значения, которое необходимо для выхода с учетом заброса на перегрузку nу11 или соответственно на перегрузку nу 111 без возвращения ручки (штурвала) в исходное положение.
166. При маневре с исходными перегрузками nу 11 и nу 111 учитывается, что пилот выполняет маневр путем отклонения ручки (штурвала) без возвращения ее в исходное положение на величину, необходимую для выхода на установившуюся единичную перегрузку.
167. При дополнительном маневре на скорости VA исходным режимом является установившийся горизонтальный полет. Учитывается, что пилот отклоняет на себя ручку (штурвал) для достижения максимального положительного угла атаки. При этом нагружение ВС разрешается не рассматривать при перегрузках, превышающих nэу max (а).
168. При всех указанных маневрах отклонение руля (стабилизатора) и ручки (штурвала) ограничивается (помимо эффективного конструктивного ограничения) условием, что усилие пилота не должно превышать нормированного максимального эксплуатационного усилия на ручке (штурвале) с учетом наиболее неблагоприятного влияния вспомогательных устройств.
Для шарнирных моментов руля (стабилизатора) должны быть приняты надежные значения. Отклонение руля (стабилизатора) ограничивается по мощности бустера. Отклонение ручки (штурвала) принимается с максимальной возможной скоростью (пункта 152 настоящих Норм).
Маневренная нагрузка при полете с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. На максимальной скорости, при которой возможна данная конфигурация, следует рассмотреть маневры с исходными перегрузками ny 1 = 1, ny 11 = 2 и ny 111 = 0, аналогичные заданным.
169. В случай полета ВС в неспокойном воздухе, для симметричного нагружения, нагрузку следует определять по формуле:
Рэ =
где, r.о - уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение в горизонтальном полете на скорости V;
Здесь Sr.о - площадь горизонтального оперения, м2.
Рассматриваются те же высоты и скорости полета V, м/с и принимаются те же значения W , м/с. Значение сау r.о необходимо определять по материалам испытаний жесткой модели горизонтального оперения в аэродинамических трубах (без учета влияния скоса потока от крыла) при числе М , соответствующем рассматриваемой скорости V . Следует принять, что аэродинамические силы на крыле (ВС без горизонтального оперения) соответствуют установившемуся горизонтальному полету. Силу Yн.в и момент от нее следует уравновесить инерционными силами поступательного и вращательного движений.
170. В случае полета ВС в неспокойном воздухе, рассматривается несимметричное нагружение, при котором на одной половине оперения действует 100 %, а на другой 70 % аэродинамической нагрузки, приходящейся на половину оперения при нагружении по предыдущему пункту. Равновесие сил и моментов относительно оси Z , а относительно оси X - инерционными силами вращательного движения.
171. В случае нагружения однокилевого вертикального оперения, маневренная нагрузка на вертикальное оперение с выпущенной и убранной взлетно-посадочной механизацией следует определять путем расчета неустановившегося маневра рыскания. Исходным режимом является горизонтальный полет с любой скоростью вплоть до Vmax max .
Следует учитывать, что пилот для создания скольжения влево (вправо) отклоняет педаль с максимальной возможной скоростью на величину, указанную ниже, а затем при достижении максимального угла скольжения начинает возвращать педаль с той же скоростью в исходное положение.
На скорости случая A (VA) и на меньшей скорости величина отклонения педали равна той, при которой одностороннее усилие на педали (при нулевом угле скольжения) равно максимальному эксплуатационному усилию с учетом наиболее неблагоприятного влияния вспомогательных устройств. На скоростях от Vmax э до Vmax max следует принимать 75 % усилия, указанного для скорости VA , а для скоростей между VA и Vmax э для определения усилия применять линейную интерполяцию. Для шарнирных моментов руля должны быть приняты надежные значения.
Однако отклонение педали не должно превышать эффективного конструктивного ограничения. Величина угла отклонения руля направления, кроме того, ограничивается мощностью бустера.
Распределение нагрузки принимается в соответствии с указаниями при найденных расчетом значениях углов скольжения ВС и отклонения руля направления бн . Кроме того, рассматривается такое сочетание углов в и б , при котором в < в max , а бн имеет знак, противоположный знаку первоначального отклонения, и суммарная нагрузка на вертикальное оперение равна максимальной нагрузке, полученной из расчета маневра. Таким образом, нагрузки от в и бн действуют в одну сторону.
При расчете маневра кроме рассмотрения движения по курсу разрешается учитывать снос ВС, а также принимать во внимание поворот вокруг продольной оси, однако при учете крена следует также рассмотреть случай, когда пилот парирует крен органами поперечного управления.
172. Эксплуатационную нагрузку на вертикальное оперение при полете в неспокойном воздухе (исходный режим - установившийся горизонтальный полет) следует определять путем расчета.
Рассматриваются те же высоты и скорости полета V , м/с, и принимаются значения бокового порыва W , м/с, те же, что и для вертикального порыва.
Коэффициент nB следует определять путем расчета.
Производную коэффициента боковой силы вертикального оперения по углу скольжения сBzв . о следует определять по результатам испытаний в аэродинамических трубах жестких моделей полного ВС и ВС без вертикального оперения при числе М , соответствующем рассматриваемой скорости полета.
Если аэродинамические характеристики, входящие в приведенную выше формулу для nв или характеристики сzв.о(В) имеют существенные нелинейности или если в боковом канале управления установлены какие-либо автоматические устройства, отличные от линейного демпфера, реагирующие на wу, то нагрузки на вертикальное оперение должны быть определены путем расчета, основанного на рассмотрении движения ВС при действии трапециевидного порыва. Длина L принимается равной 30 метров.
Длина d выбирается так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения конструкции. Интенсивность бокового порыва принимается равной:
Рo
W ист = 0,8 W V -------,
pн
где, W - значение бокового порыва такое же, как в пунктах 148 и 149 настоящих Норм для вертикального порыва. В расчете кроме поворота вокруг оси Y следует учесть движение вдоль оси Z (снос) и поворот вокруг оси X (крен). Если в боковом канале управления установлен лишь линейный демпфер рыскания, реагирующий только на wу, а аэродинамические характеристики бокового движения не имеют существенных нелинейностей, то можно пользоваться формулой для Рэв.о , приведенной выше, беря mwуу с добавкой от действия демпфера рыскания. При автоматических системах, постоянно включенных в полете, достаточно рассмотреть только нагрузки, определенные с учетом действия этих систем (случай отказа системы не рассматривается).
173. В случае остановки двигателей, рассматривается одновременная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии ВС в горизонтальном полете на всех скоростях полета, начиная от Vmmэв до Vmax max , на всех высотах полета и режимах работы двигателей. Режим полета следует выбирать так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения вертикального оперения. При отсутствии экспериментальных или расчетных данных о характере изменения тяги и лобового сопротивления по времени в результате остановки двигателей принимается мгновенная остановка двигателей. При мгновенной остановке двигателей эксплуатационную нагрузку на вертикальное оперение следует определять согласно расчетов.
174. Тягу двигателя после остановки (сопротивление) следует брать со знаком минус. Если на воздушных винтах установлен ряд независимых систем флюгирования, величину Тост необходимо определять при условии, что лопасти всех винтов, остановившихся двигателей, установлены во флюгерное положение.
Если будет показано, что одновременная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии ВС крайне маловероятна, нагрузку на вертикальное оперение Рэocm следует определять расчетом, учитывающим неодновременность отказа двигателей.
Распределение нагрузки по оперению нужно принимать по результатам испытаний в аэродинамических трубах при соответствующих углах скольжения.
175. В комбинированном случае нагружения, нагрузка определяется исходя из предположения, что момент рыскания от остановившихся двигателей с некоторым запаздыванием парируется пилотом путем отклонения руля направления. При этом на вертикальное оперение одновременно действуют нагрузки от остановки двигателей по одну сторону от плоскости симметрии (Рэocm) и маневренная нагрузка (Рэман, вызванная отклонением руля направления для прекращения скольжения ВС, т.е. Рэв.о = (Рэост Рэман). Темп отклонения руля следует брать так, чтобы создать наиболее тяжелые условия нагружения для всего вертикального оперения и его составных частей (киля, руля).
Величину отклонения педали следует ограничивать (помимо эффективного конструктивного ограничения или ограничения по мощности бустера) тем, что одностороннее усилие на педали не должно превышать усилия.
Для шарнирных моментов руля должны быть приняты надежные значения. Величину эксплуатационной маневренной нагрузки следует ограничить величиной нагрузки от остановки двигателей при установившемся движении, возникающем в том случае, когда пилот не отклоняет руль направления.
Для турбовинтовых двигателей с независимыми системами флюгирования винтов расчет нагрузок на вертикальное оперение следует производить, кроме того, для случая остановки двигателей и для комбинированного случая нагружения при условии, что останавливается только наружный двигатель, что лопасти винта не устанавливаются во флюгерное положение и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла. Коэффициент Пв разрешается определять с учетом действительного изменения по времени тяги останавливающегося двигателя. Коэффициент безопасности f = 1,30.
176. В случаях совместного нагружения горизонтального и вертикального однокилевого оперений, рассматривается во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения и для изолированного нагружения вертикального оперения за исключением нагружений.
При определении нагрузки на горизонтальное оперение уравновешивающие нагрузки должны определяться при перегрузке.
Маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения, но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок nу 1; nу 11 и nу 111 при убранной взлетно-посадочной механизации.
Дополнительный маневр на скорости VA совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается.
Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений W , равных 75 % их значений при изолированном нагружений.
Нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения следует принимать равными 75 % нагрузок, действующих при изолированном нагружении, а углы скольжения ВС и отклонения руля направления равными 75 % соответствующих углов для изолированного нагружения.
При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует считать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенным в рассматриваемом случае совместного нагружения.
Несимметрию в распределении нагрузки между двумя половинами горизонтального оперения следует определять на основе эксперимента в аэродинамических трубах при указанном угле скольжения (75 % угла скольжения соответствующего изолированного случая нагружения вертикального оперения).
При расположении горизонтального оперения на вертикальном следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях нагружения, и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна уравновешивающей нагрузке горизонтального полета.
Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.
177. В случае нагружения горизонтального двухкилевого оперения, величины нагрузок на горизонтальное оперение следует определять как для однокилевого оперения. Причем для оперения с расположением килей на горизонтальном оперении значение сауго в формуле для определения нагрузки при полете в неспокойном воздухе необходимо брать по данным испытаний в аэродинамической трубе для горизонтального оперения с килями. Одновременно на вертикальное оперение во всех случаях следует приложить эксплуатационные нагрузки Р'в.о (верх) и Р'в.о (нижн).
178. В случае нагружения вертикального двухкилевого оперения, величины нагрузок на вертикальное двухкилевое оперение и коэффициенты безопасности следует определять так же, как и для однокилевого оперения. При этом следует принимать, что на одну (левую или правую) половину вертикального оперения действует 65 %, а на другую 35 % общей нагрузки на вертикальное оперение.
179. В случае совместного нагружения горизонтального и вертикального двухкилевых оперений, рассматривается совместное нагружение вертикального оперения и несимметричное нагружение горизонтального оперения.
180. В случае нагружения элементов хвостового оперения, прочность руля высоты (руля направления) и его крепления следует проверять на нагрузку, приходящуюся на него как на часть горизонтального (вертикального) оперения во всех случаях его нагружения.
181. В случае нагружения элементов хвостового оперения, шарнирные аэродинамические моменты от нагрузок, действующих на руль высоты (руль направления) или на управляемый стабилизатор во всех случаях нагружения горизонтального и вертикального оперения за исключением случаев нагружения при полете в неспокойном воздухе и при остановке двигателей, а при необратимом бустерном управлении с максимальным шарнирным моментом Мшбуст+лоб. Для этого необходимо смещением точки приложения погонной нагрузки (центра давления) вдоль хорды руля (управляемого стабилизатора) без изменения величины этой нагрузки поправить шарнирные аэродинамические моменты так, чтобы получить это соответствие. Однако, если при этом уравновешивании центр давления станет более задним, чем на 50 % местной хорды руля (управляемого стабилизатора), следует принять положение центра давления на 50 % местной хорды без изменения величины погонной нагрузки.
Уравновешивание шарнирных моментов должно производиться с учетом влияния сервокомпенсаторов, бустеров, автопилотов, автоматов устойчивости и управляемости и других вспомогательных и автоматических систем. При этом должны рассматриваться возможные, наиболее тяжелые в отношении прочности на кручение руля (управляемого стабилизатора) действия этих систем.
Для расчета нервюр и местной прочности руля и управляемого стабилизатора распределение нагрузки по хорде (контуру) должно быть исправлено, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания увеличились по сравнению с исходным (до уравновешивания), и распределение нагрузки по хорде (контуру) берется исходное, если погонные шарнирные моменты после уравновешивания уменьшились. Коэффициент безопасности берется в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения.
182. В случае нагружения элементов хвостового оперения, прочность сервокомпенсатора и его креплений следует проверять на нагрузки, приходящиеся на него как на часть руля. Коэффициент безопасности для сервокомпенсаторов и его креплений f = 2,0.
Для обеспечения жесткости рекомендуется принимать повышенный коэффициент безопасности.
183. В случае нагружения элементов хвостового оперения, прочность триммера и его креплений следует проверять на нагрузку, приходящуюся на него как на часть руля при нейтральном положении триммера. Коэффициент безопасности принимается в соответствии с рассматриваемым случаем нагружения. Кроме того, прочность триммера и его креплений, а также местную прочность руля следует проверить на эксплуатационную нагрузку Рэmр = + 0, 55q maxmax Smp при коэффициенте безопасности f = 2,0.
184. При распределении аэродинамической нагрузки по хвостовому оперению и его элементам для горизонтального и вертикального оперения и их элементов должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху и хорде по результатам испытаний в аэродинамических трубах. При отсутствии таких материалов разрешается распределение нагрузки по размаху и хорде оперения и его элементам производить в соответствии с указаниями, изложенными в пункте 127 настоящих Норм.
Параграф 4. Случай нагружения шасси
185. Требования, приведенные в настоящей главе, относятся к шасси с хвостовым колесом и к трехстоечному шасси с носовым колесом. Для шасси других схем и для необычных способов посадки (укороченная, вертикальная) расчетные условия нагружения должны быть установлены изготовителем и согласованы с компетентным органом государства-изготовителя.
Принята земная система осей координат с осью Xg , направленной по движению ВС.
186. Эксплуатационную работу Аэ , которую должна воспринять амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, следует вычислять по формуле:
Vэ2у
Аэ = mред -----.
2
Для основных стоек и хвостового колеса приведенная вертикальная составляющая скорости во время удара должна определяться по формуле:
Vэу = Vу + 0,025 Vх , м/с,
Vx - горизонтальная составляющая скорости ВС в момент касания ВС земли, м/с;
рассматриваются различные значения Vx в диапазоне от 0,9 Vn до 1,1 Vn , где Vn - посадочная скорость ВС в момент касания земли основными стойками шасси;
Vу - вертикальная составляющая скорости в момент касания ВС земли;
величину Vу следует определять расчетным путем.
Величины К и сау должны определяться с учетом механизации крыла и при таком угле атаки, при котором су принимает указанное выше значение.
Величину Vу более 1,5 м/с принимать не следует.
Для ВС, у которых влияние земли существенно сказывается на аэродинамических коэффициентах, величина Уэу должна быть уточнена на основании специальных расчетов.
Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых аэродромах, величина V эу должна быть выбрана изготовителем на основе имеющегося опыта проектирования и эксплуатации и согласована с компетентным органом государства-изготовителя.
Величину Vэу во всех случаях менее 2,8 м/с принимать не следует.
Редуцированную массу mред следует принимать:
для основных стоек шасси mред = mnос , т.е. равной посадочной массе всего ВС;
для хвостового колеса или костыля (шасси с хвостовым колесом)
P cm. Хв
mред = ----------, где P cm . х в - нагрузка, приходящаяся на
g
хвостовое колесо (костыль) на стоянке при mпос:
е
Рcm . хв = mnосg ---
B
Для носовой стойки шасси эксплуатационную работу следует выбирать как большую из работ, определенных в следующих двух случаях:
1) посадка на три точки. В этом случае величина вертикальной скорости должна быть принята равной значению Vэу , установленному для основных стоек. Редуцированная масса m ред должна быть определена расчетом при следующих начальных условиях:
ВС, имеющий массу mпос , касается земли одновременно тремя стойками;
вертикальная составляющая скорости в центре тяжести ВС равна Vэу;
подъемная сила ВС Y = gmnoc ;
ВС сбалансирован по моменту Mz ;
угловая скорость wz = 0.
Учитываются лобовые силы от раскрутки колес при максимальном значении коэффициента трения u = 0,8;
2) посадка на две точки (посадка на основные стойки шасси с последующим переваливанием на носовую стойку).
Для ВС, у которых отношение --- < 0,1 этот случай можно не рассматривать.
187. Значение Vэу следует определять расчетом при следующих начальных условиях:
ВС, имеющий массу mпос , касается земли основными стойками, а хвостовая предохранительная опора не касается земли, но находится в непосредственной близости от нее;
вертикальная составляющая скорости в центре тяжести ВС равна Vэу, указана для основных стоек шасси;
подъемная сила ВС Y = gmnос ;
ВС сбалансировано по моменту Mz ;
угловая скорость wz = 0.
Учитываются лобовые силы от раскрутки колес при максимальном значении коэффициента трения u = 0,8.
188. Нагрузку Р1 следует принимать равной:
для основной стойки и для хвостового колеса (шасси с хвостовым колесом) нагрузке, действующей на них на стоянке при расчетной посадочной массе;
для носовой стойки - gmред.
Максимальная работа, которую должна воспринять амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, должна определяться по формулам:
Аmaх = 1,5 АЭ
при редуцированной массе, соответствующей расчетной посадочной массе ВС;
mвзл
Аmaх0 = ------ fs24Аэ
Mnос
при редуцированной массе, соответствующей расчетной взлетной массе ВС Величина максимальной работы для носовой стойки шасси может быть уточнена на основании расчетов посадки ВС с fs24mnос и fs24mвзл на три точки и на основные стойки с последующим переваливанием на носовую при указанных выше условиях для определения эксплуатационной работы. Однако при расчете посадки с fs24mnос величина вертикальной скорости ВС в первый момент посадки принимается равной 1,225 fs24Vэу , а при расчете посадки с fs24mвзл подъемная сила fs24Y = fs24gmвзл ; лобовые силы от раскрутки колес определяются при коэффициенте трения u = 0,5.
Максимальную перегрузку при поглощении амортизационной системой максимальной работы Аmах следует определять по формуле:
Pmах
nmах0 = -----,
0 Р1
но она должна быть не больше величины, определяемой из отношения
Е Рnред
----------------.
Р1
Здесь, pmах - максимальная нагрузка на стойку при поглощении амортизационной системой максимальной работы;
Е Рnред - суммарная предельная нагрузка на все колеса одной стойки при динамическом нагружении, гарантируемая изготовителем колес.
При расчете поглощения амортизационной системой эксплуатационной и максимальной работы учитываются лобовые силы от раскрутки колес при следующих значениях коэффициента трения:
для эксплуатационной работы u = 0 и 0,8;
для максимальной работы u = 0 и 0,5.
При этом разрешается для хвостового колена, носовой стойки и для основных стоек шасси с хвостовым колесом принимать положение ВС, соответствующее случаю Eш.nос, а для основных стоек шасси с носовым колесом - положение среднее между соответствующим случаям Eш.nос и Еш .
Приведенная подъемная сила (аэродинамическая разгрузка) принимается в процессе поглощения работы, равной силе тяжести рассматриваемой редуцированной массы, Y = gmpeд.
Способность амортизационной системы поглощать эксплуатационную Аэ и максимальную Amах работу должна быть подтверждена динамическими испытаниями.
189. Если динамические испытания проводятся без приложения лобовых сил от раскрутки колес, при этих испытаниях должны быть получены данные, позволяющие внести соответствующие поправки в расчеты. Если испытания проводятся на изолированной установке, а упругость агрегатов ВС, к которым крепится шасси, оказывает существенное влияние на величины нагрузок, доля работы, приходящаяся собственно на шасси, может быть уточнена на основании специальных расчетов, при этом в испытаниях должны быть получены данные, подтверждающие принятые в расчете характеристики амортизации.
190. Коэффициент безопасности по отношению к эксплуатационным нагрузкам при поглощении амортизационной системой эксплуатационной работы А э должен быть принят, равным 1,50. Должно быть показано объективными данными, что при действии на ВС нагрузок, соответствующих поглощению амортизацией максимальной работы Аmах , не будут иметь место разрушения конструкции шасси и ВС или такое снижение их прочности, которое может привести к опасным последствиям.
Указанные данные могут не представляться, если для шасси и ВС при расчетах на прочность принимается коэффициент безопасности 1,30 по отношению к максимальным нагрузкам при поглощении максимальной работы.
Эксплуатационную работу, которую должна воспринять амортизация хвостовой предохранительной опоры (шасси с носовым колесом) при динамическом приложении нагрузки, следует определять по формуле:
Аэ =0,15 mnос
(коэффициент 0,15 имеет размерность м2/с2).
191. Случаи нагружения основных стоек шасси с носовым или хвостовым колесом.
При определении прочности шасси геометрические соотношения следует устанавливать при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
Если по техническим причинам предусматривается возможность замены колес зимними лыжами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи.
При спаренных колесах рассматривается неравномерная нагрузка на колеса: на одном колесе 60 % и на втором 40 % общей нагрузки. Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение нагрузок производится в отношении 0,7:0,3.
Эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67 Рразр.рад , а значение вертикальной нагрузки при поглощении Аmах не больше 0,75Р разр.рад, где Рразр.рад - разрушающая радиальная нагрузка на колесо.
Для основной стойки, имеющей двухосную тележку, приведены дополнительные указания о распределении нагрузок между осями тележки.
192. В случае Eш.пос. посадка на три точки, эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки nэf и nЕmах ) при поглощении эксплуатационной и максимальной работ должны определяться из диаграммы обжатия амортизации. Направление действия сил нормально к поверхности земли.
Прочность конструкции шасси, фюзеляжа и крыла должна быть роверена также на случай посадки на одну основную стойку. В этом случае величину нагрузки на стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы следует принимать равной величине этой нагрузки в случае Еш.nос. Коэффициент безопасности тот же, что в случае Еш.nос.
Прочность шасси и узлов его крепления должна быть проверена на нагрузки, возникающие в момент полного выхода штока амортизатора на обратном ходе при ударе об ограничитель. Кроме того, прочность элементов конструкции шасси должна быть проверена в полностью выпущенном положении штока на нагрузки, соответствующие началу обжатия амортизационной стойки при максимальном возможном в ней начальном давлении, но направленные в обратную сторону. Нагрузки должны быть приложены к осям колес. При спаренных колесах распределение нагрузки между колесами равномерное. Коэффициент безопасности f = 1,5.
193. В случае Eш.взл . разбег, ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. На каждую стойку одновременно действуют следующие нагрузки:
нормальная земле сила:
Pэу = n эЕ взл Pсm взл. , где:
Pсm взл - стояночная нагрузка на стойку при m взл;
n эЕ взл - эксплуатационная перегрузка при разбеге, принимаемая:
n эЕ взл = 2,00 для одиночного или спаренных колес;
n эЕ взл = 1,70 для тележек или тандемно расположенных колес;
параллельная земле сила, приложенная к осям колес и направленная против полета:
Рэх = - kРэу ,
где, k = 0,3.
Следует также рассмотреть одновременное действие силы Р э у , приведенной выше, и силы Рэх = 0,7 kРэу .
Величина силы Р э х , направленной по полету, может быть уточнена на основании анализа кинематической схемы шасси с учетом опыта эксплуатации шасси подобных схем.
Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, эксплуатационная перегрузка при разбеге nэ х взл должна выбираться в зависимости от величины полного обжатия шин колес стоек шасси бn 0 и минимальной прочности грунта б . Если на стойках шасси установлены тележки для определения nэх взл принимается 1,5 бn 0 шин данных колес.
Для промежуточных значений б и n применяется линейная интерполяция.
При определении коэффициента k необходимо использовать:
Рk
n0 = -------, где fs24Рkcf1 - нагрузка, приходящаяся на одно колесо при
0 Ро
симметричном распределении между колесами суммарной вертикальной нагрузки на стойку шасси fs24Рэу .
Величину k менее 0,3 принимать не следует,
Рk
Здесь, n = -------, a Рk - нагрузка, приходящаяся на одно
Ро
колесо при симметричном распределении между колесами суммарной вертикальной нагрузки на стойку шасси Рэу.
Величину k менее 0,3 принимать не следует.
Для прочности грунта б < 60 Н /см2 (менее 6 кгс/см2) нагрузки на шасси должны быть определены на основании специальных расчетов разбега по наиболее неровной поверхности взлетно-посадочной полосы, которая может иметь место при эксплуатации ВС. На основании таких же расчетов могут быть уточнены величины нагрузок на шасси для прочности грунта б > 60 Н /см2 (не менее 6 кгс/см2). Методика расчетов должна быть установлена изготовителем.
В случае Gш. передний удар в обе стойки шасси, ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. Нагрузка проходит через ось колеса и направлена спереди и снизу под углом а к горизонту.
Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, величина Рэ должна определяться исходя из mвзл.
В случае Еш + Gш. посадка на основные стойки с одновременным передним ударом (для шасси с хвостовым колесом), принимается, что ВС садится на основные стойки, а хвостовое колесо не касается земли. Равнодействующая нагрузка на основные стойки лежит в плоскости симметрии ВС, проходит через ось колеса и направлена спереди в центр тяжести ВС.
Величина нагрузки на одну стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должна приниматься равной величине этой силы в случае Е ш.пос.
194. В случае Е ш. посадка на основные стойки (для шасси с носовым колесом), принимается, что ВС садится на основные стойки, а хвостовая предохранительная опора не касается земли, но находится в непосредственной близости от нее. Равнодействующая удара нормальна к земле и проходит через ось колеса.
Величина нагрузки на одну стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должна приниматься равной величине этой силы в случае Е ш.пос .
В случае Е`ш+ G`ш. посадка с не раскрученными колесами.
Нагрузки, действующие на основную стойку при посадке с не раскрученными колесами, следует определять расчетом при следующих условиях:
рассматривается посадка ВС с носовым колесом в положении среднем между соответствующим случаям Е ш.пос и Е` ш и посадка ВС с хвостовым колесом в положении, когда обе основные стойки касаются земли и направление тяги двигателей составляет с горизонтом положительный угол, равный половине посадочного угла;
горизонтальная составляющая скорости Vx = 1,1 Vn ( Vn - посадочная скорость ВС);
вертикальная составляющая скорости соответствует случаям поглощения амортизацией шасси, заданной выше эксплуатационной и максимальной работы;
коэффициент трения о поверхность взлетно-посадочной полосы u = 0,8 при поглощении эксплуатационной работы и u = 0,5 при поглощении максимальной работы.
Проверка прочности должна проводиться на комбинацию максимальных отрицательной и положительной горизонтальных нагрузок с соответствующими значениями вертикальных нагрузок, а также на комбинацию максимальной вертикальной нагрузки с соответствующим значением горизонтальной нагрузки, которая, однако, не должна приниматься менее 25 % вертикальной.
195. В случае R 1ш. посадка с боковым ударом в обе основные стойки шасси, ВС с хвостовым колесом считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле, а ВС с носовым колесом - в положении, соответствующем рассматриваемому в случае Е ш . Нормальная к земле сила на каждую стойку должна приниматься равной 0,75 величины этой силы в случае Е ш.пос при посадках с поглощением эксплуатационной ( Аэ ) и максимальной работы ( А mах ).
Боковую силу следует определять на основе экспериментальных значений Pz = f{Py, Вy) для рассматриваемого колеса при соответствующем значении вертикальной нагрузки и углах увода, принимаемых равными Ву = + 100 при поглощении эксплуатационной работы и Ву = +50 при поглощении максимальной работы. Если сила Pz = f{Py, Вy) достигает максимума при значении Р у , меньшем чем Р у случая R 1ш (для А э и А mах ), дополнительно следует рассмотреть комбинацию данной максимальной силы Рz mах и соответствующей ей силы Р у . Боковые нагрузки, найденные как указано выше, должны быть увеличены в 1,25 раза и приложены к колесам с шинами, обжатыми соответствующими вертикальными нагрузками данного случая, в точках касания их с землей.
196. В случае R 2ш.пос ВС с расчетной посадочной массой рассматривается находящимся в положении на трех точках, при этом считается, что хвостовое колесо (костыль), носовое колесо и колеса одной из основных стоек не касаются земли, но находятся в непосредственной близости от нее, колеса второй из основных стоек заторможены и находятся под действием реакции земли, приложенной в точках касания колес с землей. Эксплуатационная величина вертикального компонента реакции земли на основную стойку должна быть принята равной n
Mmах
------, где, R - радиус обжатого колеса,
R
М mах - суммарный, максимальный возможный тормозной момент колес основной стойки по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2 M
O - удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега.
Эксплуатационная перегрузка для ВС с хвостовым колесом принимается равной n
R 2 = 0,60,
для ВС с носовым колесом n
R 2 определяется линейной интерполяцией.
Следует также рассматривать случай R 2ш.пос при отсутствии силы трения.
Приведенные выше нагрузки могут быть уточнены, если в Руководстве по летной эксплуатации будут указаны ограничения по скорости и радиусу разворота на рулении после посадки.
197. В случае R 2ш.взл рассматривается разворот ВС с расчетной взлетной массой. Нагрузки на каждую из основных стоек шасси определяются из расчета статического равновесия ВС при следующих условиях: ВС находится в положении на трех точках, величина обжатия амортизации каждой стойки соответствует действующей на нее нагрузке;
вертикальная перегрузка в центре тяжести ВС nу = 1,00;
подъемная сила ВС Y = 0;
V 2
боковая перегрузка в центре тяжести ВС nz = -------, здесь:
9.81R
V = 1,2 VR , a VR и R - скорость (м/с) и соответствующий радиус (м), с которыми в эксплуатации будет разрешено производить разворот при рулении со взлетной массой;
указанные величины должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации;
расчет производится для такой комбинации VR и R , при которой nz имеет наибольшее значение;
отношение боковой нагрузки к вертикальной (в земных осях координат) для каждой стойки равно nz ;
угловые ускорения wх = 0 и wz = 0.
Однако, нагрузки, приходящиеся в случае R 2ш.взл на наиболее нагруженную основную стойку, должны приниматься не менее:
а h
P
B bo
а - расстояние по горизонтали между центром тяжести ВС и осью носового колеса;
b - расстояние по горизонтали между осями основных и носового колеса;
h - расстояние по вертикали от центра тяжести ВС до земли;
bo - колея шасси.
Все размеры определяются при стояночном обжатии шасси.
198. В случае Тш. торможение при посадке, старте и буксировке, ВС считается находящимся в положении, соответствующем стоянке на земле. Горизонтальная нагрузка (по или против движения ВС) Тэ приложена в точках касания колес с землей.
Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, величины Мэ и P
199. В случае Тк резкое торможение колес после отрыва ВС от земли при взлете, следует рассмотреть положение ВС в полете:
с полностью выпущенным шасси;
с полностью убранным шасси и поставленным на замок;
в промежуточном положении положения шасси в полете.
К колесам каждой стойки должен быть приложен момент Мmах.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Случай Тк разрешается не рассматривать, если в Руководстве по летной эксплуатации указывается, что пилоту запрещается тормозить колеса после отрыва ВС от земли при взлете.
200. В случае нагружения хвостового колеса (костыля) (шасси с хвостовым колесом), при определении прочности хвостового колеса (костыля) геометрические соотношения должны быть установлены при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
201. В случае Еш. посадка на три точки, эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки n
A и nmахA) при поглощении эксплуатационной и максимальной работ должны определяться из диаграммы обжатия амортизации. Направление действия сил нормально к поверхности земли.
202. В случае Eш+Gш . одновременное действие вертикальных и лобовых сил ВС считается находящимся в положении на трех точках.
Принимается, что кроме силы Ру , нормальной к земле, на хвостовое колесо действует приложенная к оси колеса и направленная назад сила Рх = - 0,5 Ру .
Сила Ру должна определяться так же, как в случае Еш .
Для хвостового колеса (костыля), амортизация которого не работает на передний удар, дополнительно следует рассмотреть нагружение с P
Для костыля сила Рх приложена в точке касания его с землей.
203. В случае R1ш. посадка с боковым ударом, ВС считается находящимся в положении на трех точках. Должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузок случая Еш+Gш , уменьшенных на 25 %, и боковой нагрузки Pz = +0,15 Ру . Кроме того, хвостовое колесо (костыль) должно быть проверено на действие одной боковой нагрузки Рz = + 0,2 Ру , приложенной в точке касания колеса (костыля) с землей. Принимается стояночное обжатие амортизации.
Для ориентирующегося хвостового колеса (костыля) необходимо принимать, что 20 % момента боковой силы Pz относительно оси ориентировки воспринимается на оси ориентировки и 80 % этого момента воспринимается парой сил на оси колеса или парой сил в точке касания костыля с землей.
204. В случае нагружения носовой стойки и хвостовой предохранительной опоры (шасси с носовым колесом) во всех случаях, рассматриваемых ниже, ВС считается находящимся в положении на трех точках, а амортизация - обжатой в соответствии с эксплуатационной нагрузкой рассматриваемого случая.
При спаренных колесах во всех случаях должна быть рассмотрена неравномерная нагрузка на колеса: на одном колесе 60 % и на втором 40 % общей нагрузки.
Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение нагрузок производится в отношении 0,7:0,3.
Во всех случаях эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67 Р разр.рад , а значение вертикальной нагрузки при поглощении А mах не больше 0,75 Р разр.рад , где Р разр.рад - разрушающая радиальная нагрузка на колесо.
Для ориентирующихся или управляемых носовых колес следует принимать, что часть момента от несимметричного приложения сил Рх относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению Му , задаваемому в пункте 208 настоящих Норм, воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента - парой сил на оси колеса.
205. В случае Е ш.пос - посадка на три точки, эксплуатационная и максимальная нагрузки (перегрузки n
Прочность шасси и узлов его крепления должна быть проверена на нагрузки, возникающие в момент полного выхода штока амортизатора на обратном ходе при ударе об ограничитель. Кроме того, прочность элементов конструкции шасси должна быть проверена в полностью выпущенном положении штока на нагрузки, соответствующие началу обжатия амортизационной стойки при максимальном возможном в ней начальном давлении, но направленные в обратную сторону. Нагрузки должны быть приложены к осям колес. При спаренных колесах распределение нагрузки между колесами равномерное. Коэффициент безопасности f = 1,5.
206. В случае E ш +G ш передний удар в колесо, величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы должны приниматься такими же, как и в случае Еш.nос . Нагрузку следует приложить к оси колес и наклонить назад против полета под углом 450 к горизонту в случае поглощения Аэ и под углом 550 в случае поглощения Аmах.
207. В случае Еш+Gш . посадка с не раскрученными колесами, к оси носового колеса должна быть приложена сила в направлении вверх и вперед по полету под углом 450 к горизонту. Величина силы должна быть принята равной 0,7 силы случая Еш.nос при поглощении Аэ .
208. В случае R1ш . посадка с боковым ударом в носовую стойку, величины нагрузок при поглощении эксплуатационной и максимальной работы следует принять такими же, как в случае Еш.пос .
Нагрузка должна быть приложена в точке касания колеса с землей и наклонена вверх и вбок так, что боковой компонент равен +0,33 ее значения в случае поглощения Аэ и +0,25 в случае поглощения Аmах .
Для ориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению Mу , 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 My , то должны быть приняты величины момента и силы.
В случае R2ш . разворот при рулении (для ВС с управляемым носовым колесом) на носовую стойку с включенным управлением действуют следующие нагрузки:
нормальная земле сила, приложенная к оси колеса:
Tyh
Р
b
боковая сила, приложенная в точке касания колеса с землей, Р
r
здесь, Тэ - суммарная сила торможения всех колес основной стойки (правой или левой).
Указанные величины нагрузок Р
вертикальная перегрузка в центре тяжести ВС nу - 1,00;
подъемная сила I =0;
производится разворот ВС с mвзл торможением колес одной основной стойки шасси и несимметричной тягой двигателей;
носовая стойка зафиксирована в нейтральном положении.
209. В случае удара в хвостовую предохранительную опору, эксплуатационная нагрузка должна определяться из диаграммы обжатия амортизации как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной работы. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой.
210. В случае нагружения зимнего лыжного шасси с хвостовой или носовой лыжей, при определении прочности лыжного шасси геометрические соотношения должны быть установлены при амортизации, обжатой на величину, соответствующую эксплуатационной нагрузке рассматриваемого случая.
Если по техническим условиям предусматривается возможность замены лыж колесами, прочность шасси должна быть проверена на все случаи.
Требования распространяются, как на основную, так и на носовую и хвостовую лыжи, за исключением специально оговоренных случаев.
211. В случае Ел. посадка на три точки и разбег, принимается, что на каждую лыжу действуют следующие нагрузки:
нормальная земле сила, распределенная по длине рабочей части полоза лыжи и равная соответствующим нормальным нагрузкам для основной и носовой стоек, хвостового колеса (костыля) и хвостовой предохранительной опоры в случае Еш колесного шасси;
сила трения Т, равная 0,25 соответствующей вертикальной нагрузки.
Коэффициент безопасности должен быть определен, как указано в случаях Еш колесного шасси.
Длиной рабочей части полоза лыжи считается расстояние от начала резкого загиба полоза лыжи у конца до подъема на 4 см у носка лыжи.
Распределение нормальной земле нагрузки по длине полоза лыжи следует принимать по линейному закону таким, чтобы лыжа под действием всех сил находилась в равновесии. Распределение нагрузки по ширине – равномерное.
В случае Gл передний удар в носок лыжи (для носовой и хвостовой лыж не рассматривается), ВС находится в стояночном положении. Нагрузка на одну лыжу
В случае R1л . посадка с боковым ударом, ВС находится в стояночном положении. Нормальные земле силы, действующие на лыжи основной и носовой стоек, и хвостовой опоры, должны быть равны соответствующим нагрузкам в случаях R1ш колесного шасси. Боковые силы следует принимать равными 0,25 от соответствующих нормальных нагрузок.
Нормальная нагрузка должна быть распределена по длине лыжи по линейному закону так, чтобы равнодействующая проходила через ось втулки лыжи. Распределение нагрузки по ширине лыжи - равномерное. Боковая нагрузка на лыжу должна быть распределена равномерно по длине рабочей части так, чтобы равнодействующая ее (Pz) была приложена по длине в середине рабочей части полоза, а по высоте - на расстоянии 1/3 максимальной высоты тела лыжи от земли.
Коэффициент безопасности должен приниматься, как указано в случаях R1ш колесного шасси для соответствующих стоек и хвостовой опоры.
В случае Мл . примерзание лыжи (для носовой и хвостовой лыж не рассматриваются), ВС находится в стояночном положении и на одну из лыж действуют:
крутящий момент в плоскости земли:
где, t - длина рабочей части полоза;
Pcт.взл - стояночная нагрузка на лыжу при mвзл;
вертикальная реакция земли, проходящая через ось втулки:
Р
сила трения вдоль полоза
В случае нагружения элементов шассипрочность основной стойки с тележкой, поворачивающейся относительно оси, параллельной оси Z, должна быть рассмотрена во всех случаях нагружения основной стойки за исключением случая М ш вместо которого вводится случай М шт.
Величины, направления и точки приложения нагрузок должны быть приняты, как указано в соответствующих случаях нагружения. Распределение нагрузок между передней и задней осями тележки должно производиться следующим образом:
в случаях Еш.nос , Еш + Gш и Еш обратно пропорционально расстоянию до оси поворота тележки;
в случае Gш вся горизонтальная составляющая нормируемой нагрузки Рх должна быть приложена либо к оси передних, либо к оси задних колес; вертикальная составляющая нормируемой нагрузки Ру должна распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки;
в случаях
в случаях R1ш и R2ш вертикальные Ру и горизонтальные Рх составляющие нагрузок распределяются из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки, а боковая составляющая нагрузки распределяется между передней и задней осями колес в двух вариантах:
к колесам каждой оси прикладывается боковая нагрузка пропорционально вертикальной;
к колесам одной (любой) оси прикладывается 50 % всей нагрузки, а к колесам другой оси нагрузка не прикладывается; при этом вся боковая Pz составляющая нагрузки на одну стойку равна 0,5 от указанной в соответствующем случае (R1ш и R2ш ) ;
в случае Тш вертикальные Ру и горизонтальные Рт составляющие нагрузок должны распределяться между передней и задней осями колес из условия равновесия моментов относительно оси поворота тележки.
В случае Мшт величина крутящего момента
где, Р ст взл - стояночная нагрузка на стойку при mвзл;
с - расстояние по диагонали между центрами контактов левых (правых) колес передней оси и правых (левых) колес задней оси тележки. Момент
Во всех перечисленных случаях нагрузка, приходящаяся на каждую ось, должна распределяться между колесами правой и левой стороны тележки так, что на колеса одной стороны приходится 60 %, а на колеса другой 40 % общей нагрузки. Если к ВС предъявляется требование систематической эксплуатации на грунтовых взлетно-посадочных полосах, распределение производится в отношении 0,7:0,3. Во всех случаях эксплуатационное значение вертикальной нагрузки на любом из колес не должно быть больше 0,67 Рразр.рад , а значение вертикальной нагрузки при поглощении А max - не выше 0,75 Pразр.рад ,
где Pразр.рад - разрушающая радиальная нагрузка на колесо.
Элементы конструкции носовой стойки шасси, механизм управления и демпфер шимми должны быть нагружены крутящим моментом Му , равным моменту боковой силы Рz , приложенной на плече r относительно оси ориентировки колеса (колес) носовой стойки. Боковую силу Pz следует определять по экспериментальным значениям
Величина угла бокового увода принимается равной
где r0 расстояние между средней точкой контакта шины с землей и осью орентировки колеса при соответствующей вертикальной нагрузке,
D - диаметр колеса,
Момент Му =Рzr берется на меньше момента,развиваемого бустером относительно оси орентировки колеса (колес).
Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный момент, уравновешиваемый бустером (демпфером), должен приниматься не более
где Мкл - максимальный момент, создаваемый бустером (демпфером) при работающем клапане,
Мmр - момент трения в системе разворота колеса (колес).
Если предусмотрено управление носовой стойкой для предотвращения разворота ВС при прерванном взлете с остановившимися с одной стороны от плоскости симметрии ВС двигателями, для определения прочности конструкции носовой стойки, механизма управления и демпфера шимми должны быть рассмотрены дополнительные расчетные условия нагружения, устанавливаемые изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
212. Амортизаторы шасси, пневматические и гидравлические силовые цилиндры, применяемые для торможения и для уборки и выпуска шасси, должны быть рассчитаны на прочность в соответствии с требованиями пункта 185 настоящих Норм, предъявляемыми к шасси, частью которого они являются.
Кроме того, прочность амортизаторов шасси, пневматических и гидравлических цилиндров должна проверяться на случай максимального внутреннего давления в цилиндрах. Для амортизаторов шасси за максимальное давление в цилиндре рma х следует принимать давление, развивающееся соответственно в газовой и гидравлической камерах при поглощении амортизацией шасси работы Аmaх . Для пневматических и гидравлических силовых цилиндров за рmaх следует принимать максимальное возможное давление в цилиндре. При наличии в цилиндре предохранительного клапана рmaх = 1,15 р кл .р аб ,
где р кл .р аб - рабочее давление в цилиндре при наличии клапана.
Для проверки герметичности силовых цилиндров и амортизаторов шасси они должны подвергаться контрольному опрессовочному давлению. При этом величина опрессовочного давления должна быть не меньше рmaх.
Коэффициент безопасности по отношению к опрессовочному давлению должен быть не менее f =1,50.
213. настоящем пункте, так и на выносливость в соответствии с параграфом 25 главой 13 настоящих Норм. Этими характеристиками при выбранном начальном давлении р 0 являются:
максимальная допустимая скорость при разбеге V взл.к ;
максимальная допустимая скорость при пробеге V пос.K ;
максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при разбеге Рст.взл.к ;
максимальная допустимая статическая нагрузка на колесо при пробеге Рст.пос.к ;
максимальная допустимая нагрузка на колесо Рм.д - нагрузка, при которой тангенс угла наклона к оси абсцисс касательной к кривой Р = f (б) равен учетверенному отношению стояночной нагрузки к стояночной усадке с учетом соответствующих масштабов. Максимальную допустимую нагрузку на колесо разрешается определять по кривой, полученной при статическом приложении нагрузки;
разрушающая радиальная нагрузка колеса Рразр.рад ;
предельная нагрузка на колесо Рпред , определяемая как нагрузка, равная 0,75 Рразр.рад ;
полное обжатие бп. о - усадка шины при статическом приложении нагрузки, равной Рnред ;
эксплуатационный и максимальный тормозные моменты на режиме послепосадочного пробега M
максимальная величина энергии Аеmах которую может поглощать тормоз колеса при торможении.
Прочность колеса должна быть проверена на нагрузки, задаваемые в расчетных случаях требований к прочности шасси с соответствующими коэффициентами безопасности.
Кроме того, должны соблюдаться следующие требования:
1) для всех ВС выбор размера колес основных стоек и хвостового колеса следует производить так, чтобы стояночная нагрузка на колесо при расчетной взлетной массе ВС не превышала Рст взл.к и стояночная нагрузка при расчетной посадочной массе ВС не превышала Рст пос.к .
Выбор размера носового колеса должен производиться так, чтобы сумма стояночной нагрузки, приходящейся на носовое колесо при расчетной посадочной массе ВС и крайней передней центровке, и нагрузки, вызванной торможением с ускорением 3 м/с2, была не более нагрузки, соответствующей половине полного обжатия колеса. Стояночная нагрузка, приходящаяся на носовое колесо при расчетной взлетной массе и крайней передней центровке, должна быть не больше Рст.взл.к ;
2) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении эксплуатационной работы, должна быть не выше максимальной допустимой нагрузки на колесо Рм.д;
3) нагрузка, приходящаяся на колесо при поглощении максимальной работы, должна быть не выше предельной нагрузки Рnред ;
4) для колес основных стоек шасси скорость Vвзл. к должна быть не меньше максимальной взлетной скорости ВС, определенной для расчетной взлетной массы ВС с учетом механизации крыла, а для колес носовой стойки шасси и хвостового колеса Vвзл.к должна быть не меньше максимальной скорости отрыва колеса от земли при расчетной взлетной массе и наиболее неблагоприятной центровке;
5) для всех колес скорость Vnоc.к должна быть не меньше посадочной скорости ВС, определяемой при расчетной посадочной массе;
6) прочность шины и колеса должна быть проверена на внутреннее избыточное давление в шине, равное fр 0, где р 0 - начальное избыточное давление в шине; f - коэффициент безопасности, принимаемый равным 3,00;
7) колеса и тормоза должны быть проверены на максимальный тормозной момент, определяемый из рассмотрения следующих двух случаев:
торможение при движении, максимальный тормозной момент равен max - суммарному максимально возможному тормозному моменту колес по данным изготовителя колес, который должен приниматься не менее 2 МУТ удвоенного эксплуатационного тормозного момента для режима послепосадочного пробега; коэффициент безопасности f =3,00;
стартовое торможение, максимальный тормозной момент равен М mах.ст - максимальному тормозному моменту на старте, но не более 0,8 Pcт.взлR , где R - радиус обжатого колеса, Pcт.взл - нагрузка на колесо при взлетной массе на стоянке; коэффициент безопасности f=2,0;
8) энергия, которая должна быть поглощена шинами и тормозами всех тормозных колес ВС при посадке, определяется из условия обеспечения необходимой длины пробега. Доля этой энергии, приходящаяся на каждое тормозное колесо, определяется расчетом в зависимости от параметров ВС и тормозной системы и не должна превышать соответствующего значения Аеmax .
Если ВС должно совершать последовательные взлеты-посадки, то условия торможения ВС (интервалы времени между посадками, скорость движения ВС в момент включения тормозов, длина пробега при последовательных взлетах-посадках, система охлаждения тормозов) должны быть в дальнейшем отражены в Руководстве по летной эксплуатации. Способность колеса многократно поглощать энергию при последовательных посадках с учетом указанных выше условий торможения должна быть подтверждена соответствующими испытаниями.
При определении необходимых параметров колес, шин и тормозов изготовитель ВС должен исходить из возможного изменения массы ВС в процессе его проектирования и доводки до серийного образца.
214. Прочность лыжи как элемента лыжного шасси и ее креплений должна проверяться во всех случаях.
215. В случае Ел1 сосредоточенное нагружение, лыжа рассматривается свободно лежащей на двух опорах, расположенных по концам рабочей длины полоза. Нагрузка принимается нормальной полозу лыжи и приложенной к оси втулки, а ее величина равной 0,5 вертикальной нагрузки случая Ел .
Кроме того, местная прочность лыжи, закрепленной на оси втулки, должна быть проверена на 0,5 вертикальной нагрузки случая Ел , равномерно распределенной по внешнему ребру лыжи на участке, равном 1/3 рабочей длины лыжи и симметрично расположенном относительно оси втулки.
В зависимости от кинематических особенностей шасси местная прочность лыжи должна проверяться также при приложении вертикальной нагрузки по внутреннему ребру, как указано выше.
Коэффициент безопасности должен приниматься, как указано в случаях Еш для колесного шасси.
216. Если в полете, лыжа не фиксируется замком в своем нормальном летном положении, амортизаторы должны обеспечивать устойчивость лыжи при всех режимах полета, определяемых случаями нагружения, т.е. их восстанавливающий момент при всех режимах должен быть больше действующего на лыжу возмущающего момента (аэродинамических и инерционных сил с учетом эксплуатационной перегрузки). При этом под действием возмущающего момента амортизаторы могут допускать отклонение лыжи в полете от ее нормального летного положения, но не больше, чем +40.
Восстанавливающий момент рекомендуется брать больше возмущающего момента на величину, равную 40 % аэродинамического момента лыжи. Аэродинамический момент, действующий на лыжу, должен определяться в соответствии со скоростным напором и углом атаки лыжи в рассматриваемых полетных случаях. Угол атаки лыжи берется как алгебраическая сумма угла атаки крыла, угла установки лыжи по отношению к крылу и угла ее отклонения от установочного положения.
За эксплуатационную нагрузку принимается усилие, возникающее в амортизаторе при отклонении лыжи на угол, определяемый длиной предохранительного троса.
Подбор амортизатора (пружины) для убирающейся лыжи может производиться в соответствии с требованиями, но при этом в Руководстве по летной эксплуатации должны быть записаны ограничения в виде допустимой максимальной скорости полета с неубранной лыжей и запрещения резкого маневрирования с неубранной лыжей.
217. Предохранительный трос должен выдерживать с четырехкратным запасом прочности усилия, приходящиеся на него от общего момента, составленного из аэродинамического момента и момента инерционных сил лыжи при эксплуатационной перегрузке рассматриваемого случая.
Лыжа и части ВС, к которым крепится амортизатор и предохранительный трос, должны быть проверены на усилия от них.
218. При проверке прочности механизма уборки и выпуска шасси помимо инерционных сил должны быть учтены аэродинамические силы и моменты, действующие на шасси и находящиеся на нем створки, в соответствии с рассматриваемым режимом полета (скорость полета Vmax. у.ш) и положением шасси, определяемым кинематикой механизма уборки.
Прочность механизма уборки и выпуска и замков шасси должна быть проверена при выпущенном и убранном положении шасси в соответствии с величинами максимальных и минимальных эксплуатационных перегрузок, заданных, а также в соответствии с приходящимися на шасси и его створки аэродинамическими нагрузками, определяемыми.
Также проводится проверка прочности механизма уборки и выпуска и замков шасси при полностью убранной лыже. При выпущенной лыже прочность этих элементов должна проверяться в соответствии с условиями, на которые подобран амортизатор лыжи.
Во всех указанных выше случаях для замков шасси (лыж) коэффициент безопасности f = 2. Замки шасси должны также проверяться на случай динамического нагружения при полете в неспокойном воздухе.
Если весь механизм уборки и выпуска шасси или его отдельные части входят в силовую схему конструкции шасси, он должен проверяться на все случаи нагружения шасси.
Механизм уборки и выпуска шасси должен быть проверен на прочность от сил, возникающих в момент резкого торможения для остановки вращающихся колес после отрыва.
Коэффициент безопасности f = 2,0.
219. Прочность гондол (обтекателей) и створок шасси и механизма их уборки должна быть проверена при полностью убранном шасси в расчетных случаях А', В, С, D', при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением на всех скоростях полета ВС с убранным шасси вплоть до Vmax max. Кроме того, прочность створок и механизма их уборки должна быть проверена при полностью выпущенном шасси в расчетных случаях А'3 и В3 , при полете в неспокойном воздухе и на режимах полета со скольжением при скорости полета Vmax.ш. Если на ВС имеются створки, которые находятся в открытом положении только в процессе выпуска и уборки шасси, прочность таких створок в открытом положении проверяется при скорости полета Vmax в.у.ш.
Эксплуатационные аэродинамические нагрузки, действующие на гондолы (обтекатели) и створки шасси, должны определяться для каждого положения створки по результатам испытаний в аэродинамических трубах при числе М соответствующего расчетного режима полета.
Параграф 5. Случай нагружения установки под двигатель
220. В случае нагружения установки под двигатель должны быть рассмотрены приведенные ниже случаи нагружения.
Направление нагрузки в случаях нагружения, может быть приближено принято нормальным к оси двигателя. В этих же случаях должен быть учтен суммарный гироскопический момент двигателя и винта.
Во всех приведенных случаях нагружения m д и J д - масса и, соответственно, массовый момент инерции двигателя со всеми агрегатами, расположенными на двигательной установке.
221. В случае Ад. на двигатель действует сверху вниз инерционная нагрузка: P Y = - n Y max (a) gm A
Аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне следует принять равными нулю.
222. В случае А'д . на двигатель действует сверху вниз инерционная нагрузка: P Y = - n Y max (a) gm A
Следует учитывать аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне на основании результатов испытаний моделей гондолы, капота и пилона в аэродинамической трубе при угле атаки и числе М случая А'.
223. В случае Dд . на двигатель действует снизу вверх инерционная нагрузка: P Y = - n Ymax (a) gm A
Аэродинамические нагрузки на гондоле, капоте и пилоне следует принять равными нулю.
224. В случае D'д . на двигатель действует снизу вверх инерционная нагрузка: P Y = - n Y max (a) gm A
Следует учитывать аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне на основании результатов испытаний модели капота и пилона в аэродинамической трубе при угле атаки и числе М случая D' .
225. В случае нагружения установки двигателя при посадке и взлете, установка двигателя должна быть проверена на все случаи нагружения шасси (симметричные и несимметричные) при нагрузках и коэффициентах безопасности и с учетом указаний о величине подъемной силы.
226. В случае Мд (только для турбовинтовых двигателей), следует рассмотреть работу двигателя на стоянке ВС. Действуют максимальная тяга, момент от винта и вертикальная нагрузка (вниз): PYу = - gm A
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Кроме того, следует рассмотреть нагружение установки двигателя силой PYу = - gm A и максимальной (пиковой) на всех режимах полета силой сопротивления винта остановившегося двигателя (отрицательной тягой). Следует принять, что лопасти винта могут не устанавливаться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
Коэффициент безопасности f = 1,30.
227. В случае Тд (только для турбовинтовых двигателей), на двигатель действуют максимальная тяга, определенная с учетом отклонения температуры наружного воздуха от стандартных условий, и вертикальная нагрузка (вниз): PYу = -gmA
Если применяется реверс тяги, прочность установки двигателя должна быть проверена также на случай действия максимальной отрицательной тяги.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
228. В случаях Ад+Мд и Дд+Mд (только для турбовинтовых двигателей), следует рассмотреть случаи Ад и Dд с учетом аэродинамических сил и моментов, действующих на винт как при работающем, так и при остановившемся двигателе. При работающем двигателе величины аэродинамических сил и моментов (тяги, сил от косой обдувки и реактивного момента) следует определять на основании расчета или специальных испытаний при значениях; скоростного напора и угла атаки ВС, соответствующих рассматриваемому расчетному случаю ( Ад или Dд ).
Коэффициент безопасности f = 1,5.
При остановившемся двигателе следует принимать максимальное (пиковое) значение силы сопротивления винта (отрицательной тяги) на рассматриваемом режиме полета. Следует принять, что лопасти винта могут не устанавливаться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
Коэффициент безопасности f = 1,30.
229. В случаях Ад + Тд и Dд + Tд (только для турбовинтовых двигателей), эксплуатационную нагрузку следует брать согласно случаям Ад и Dд , a эксплуатационное значение тяги - из аэродинамического расчета в соответствии с рассматриваемым случаем полета (Ад или Dд).
230. В случае Нд + Мд (только для турбовинтовых двигателей), следует рассмотреть случай Нд с учетом тяги и момента винта, указанных в случае Мд .
Коэффициент безопасности f = 2,00 при действии положительной тяги и f = 1,30 при действии отрицательной тяги.
231. В случае Нд + Тд (только для турбовинтовых двигателей), следует рассмотреть случай Нд с учетом тяги двигателя, указанной в случае Тд .
Коэффициент безопасности f = 2,00.
232. В случае полета в неспокойном воздухе, при тех же условиях, которые даны для нагружения крыла при полете в неспокойном воздухе (в параграфе 3 главы 6 настоящих Норм), следует рассмотреть нагружение двигательной установки как при работающем, так и при неработающем двигателе. Необходимо учесть аэродинамические силы на гондоле, капоте и пилоне, тягу, силы от косой обдувки винта и реактивный момент, а также инерционные силы.
Кроме того, установка двигателя должна быть проверена с учетом динамического действия нагрузок.
233. В случае полета со скольжением, следует рассмотреть нагружение двигательной установки от силы тяжести и тяги двигателя, от аэродинамических сил и моментов, действующих на винт (силы от косой обдувки, реактивного момента), и аэродинамических сил, действующих на гондолу, капот и пилон при расчетных условиях и углах скольжения В , рассматриваемых при определении нагрузок на вертикальное оперение.
При работающем двигателе величину аэродинамических нагрузок на винт следует определять в соответствии с указанными значениями В на основе расчетов или специальных испытаний.
Коэффициент безопасности для установок турбореактивных двигателей f = 1,50, для установок турбовинтовых двигателей f = 2,60. Однако при наличии уточненных расчетов и экспериментальных данных коэффициент безопасности для установок турбовинтовых двигателей может быть снижен до f = 1,50.
При остановившемся двигателе следует принимать максимальное (пиковое) значение силы сопротивления винта (отрицательной тяги) на режиме полета со скольжением. Следует принять, что лопасти винта могут не становиться во флюгерное положение даже при наличии независимых систем флюгирования и что положение лопастей ограничивается только упором минимального угла.
Коэффициент безопасности f = 1,30.
Параграф 6. Случаи нагружения гондол, капота и воздухозаборника
двигателя
234. При определений прочности гондол, капотов, воздухозаборников и их элементов следует учитывать нагрузки, как на наружную, так и на внутреннюю их поверхность.
235. В случае нагружения наружной поверхности гондол, воздухозаборников и капотов, аэродинамические нагрузки на гондолы, капоты, воздухозаборники и их элементы должны определяться на основе испытаний в аэродинамических трубах на распределение давления при числах М и углах атаки, соответствующих случаям А', С, D' и "полет в неспокойном воздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение. При отсутствии экспериментальных данных для определения нагрузок на наружную поверхность гондолы, капота и воздухозаборника разрешается пользоваться указаниями.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Для узлов крепления капота следует принять коэффициент безопасности f = 2,40.
236. В случае нагружения внутренней поверхности гондол, капотов и воздухозаборников, величину удельной нагрузки (давления), действующей равномерно на всей внутренней поверхности каналов, подводящих воздух к двигателю, во всех случаях следует брать равной: Pyalood = k padl l ,
где, p . атм Н - атмосферное давление на данной высоте,
k - коэффициент, учитывающий сжимаемость воздуха, его следует определять в зависимости от числа М полета на данной высоте. Величина Р yalood может быть уточнена специальным расчетом.
Прочность каналов, подводящих воздух к двигателю, следует проверить, кроме того, при нагрузках, возникающих в каналах при работе двигателя на месте. Величина удельной нагрузки (разрежение), действующей равномерно на всей поверхности каналов (Р yalood ) , должна определяться в зависимости от максимальной приведенной скорости, определяемой из расчетов подводящих каналов.
Приведенная скорость y равна отношению местной скорости потока в канале к критической скорости. Для каналов охлаждения элементов двигателя величины максимальных удельных нагрузок Р yalood (давление или разрежение) должны определяться на основе экспериментальных данных с учетом сжимаемости воздуха. При отсутствии таких материалов величины удельных нагрузок должны приниматься, как указано выше для каналов, подводящих воздух к двигателю.
При нагружении каналов двигателя нагрузкой деформации стенок канала не должны приводить к сколько-нибудь резкому изменению сечения канала и искажениям его конфигурации, а также не должна нарушаться герметичность соединительных швов между отдельными панелями.
237. В случае помпажа, каналы, подводящие воздух к двигателю, и элементы механизации воздухозаборников должны быть проверены на случай помпажа двигателя на всех режимах при V < Vmax_max на которых возможно возникновение помпажа. При этом следует принять во внимание динамичность действия нагрузок.
Коэффициент безопасности f = 1,20.
238. Нагрузки на коки винтов следует определять по результатам испытаний в аэродинамических трубах при расчетном числе М .
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Параграф 7. Случай нагружения фюзеляжа
239. Прочность фюзеляжа следует рассматривать в соответствии со всеми случаями нагружения крыла, хвостового оперения и двигательной установки (в случае нахождения последней на фюзеляже), причем эксплуатационные нагрузки и коэффициенты безопасности принимаются соответственно рассматриваемым случаям.
Фюзеляж следует проверять также на все случаи нагружения шасси (симметричные и несимметричные) при нагрузках и коэффициентах безопасности, принимаемых в соответствии с рассматриваемыми случаями нагружения. При этом во всех случаях помимо инерционных сил необходимо учитывать соответствующую подъемную силу ВС.
Кроме того, прочность фюзеляжа проверяется на случаи динамического нагружения ВС.
Местную прочность фюзеляжа следует проверить на нагрузки, полученные по результатам испытаний в аэродинамических трубах при числе М и углах атаки случаев A', D', С и "полет в неспокойном оздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
Коэффициент безопасности для проверки местной прочности f = 2,00.
240. В случае Нф нагружения фюзеляжа, следует рассматривать нагружение носовой части фюзеляжа (от носа до первого лонжерона крыла) инерционными силами в вертикальной и боковой плоскостях.
В расчетной схеме следует принимать, что носовая часть фюзеляжа заделана на первом лонжероне.
Эксплуатационная вертикальная перегрузка nэу = 1,00.
Эксплуатационную боковую перегрузку следует принимать равной nэн = +1,50 для ВС с площадью крыла S < 80 м2 и равной nэн = +1,00 для ВС с площадью крыла S > 100 м2.
Для 80 м2 < S < 100 м2 значение nэн следует определять линейной интерполяцией между ее значениями для S = 80 и 100 м2.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
241. В случае Кф (для ВС с шасси с носовым колесом не рассматривается) нагружения фюзеляжа, ВС следует рассматривать в положении горизонатальной плоскости.
В центре тяжести ВС приложена нормальная земле сила, равная nэEgmnoc , где nэE - перегрузка случая Еш.пос. Эксплуатационные нагрузки, действующие на основные стойки шасси (Рэ) и на переднюю часть ВС (Nэ) , определяются из условия статического равновесия.
242. В случае Мф (вынужденная посадка на воду) нагружения фюзеляжа необходимо обеспечить местную прочность фюзеляжа и тех люков, окон и дверей, при разрушении которых не обеспечивается плавучесть ВС в течение времени, необходимого для покидания ВС пассажирами и экипажем.
Распределение расчетных нагрузок (нормальных к поверхности фюзеляжа давлений).
243. В случае нагружения элементов конструкции фюзеляжа, эродинамические нагрузки на фонари негерметической кабины экипажа следует определять из испытаний в аэродинамической трубе при числе М и углах атаки случаев А' и "полета в неспокойном воздухе", а также на режимах полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
Прочность передних стекол необходимо также проверить на случай С . Кроме того, прочность фонарей кабины экипажа в случаях А' и "полета в неспокойном воздухе" должна быть проверена при несимметричном распределении нагрузки по поперечному сечению фонаря. При этом с одной половины фонаря следует снять, а к другой прибавить 10 % нагрузки, приходящейся на одну половину фонаря при симметричном распределении.
Величина эксплуатационного положительного давления должна быть увеличена на 0,3 qmax max за счет возможного разрежения внутри кабины экипажа.
Если фонарь включается в работу силовой части конструкции фюзеляжа, его прочность должна быть проверена на все случаи нагружения фюзеляжа с соответствующими коэффициентами безопасности.
В случае нагружения герметической кабины экипажа максимальное эксплуатационное давление в герметической кабине следует принимать равным: рэизб = 1,15 рклизб , но не менее 1,3 ррабизб , где, рклизб - избыточное давление, соответствующее открытию выпускного предохранительного клапана-автомата;
ррабизб - максимальное избыточное рабочее давление в кабине.
При испытании фюзеляжей на герметичность (как новых, так и после ремонтов) опрессовочное давление должно быть не больше максимального эксплуатационного давления.
244. В случае разрежения внутри герметической кабины, следует принимать р э разр = - 0,3 qmах_mах, но не менее 4900 Па (500 кгс/м2).
245. В случае комбинированной нагрузки на герметические кабины, прочность герметических кабин необходимо проверять:
на совместное действие избыточного давления внутри кабины рэизб = ррабизб и усилий, приходящихся на герметическую кабину как на часть ВС от действия эксплуатационных нагрузок (в том числе аэродинамических нагрузок на наружную поверхность кабины и фонаря) в наиболее неблагоприятных полетных случаях;
на совместное действие разрежения в кабине рэразр и наибольших усилий, приходящихся на герметическую кабину как на часть ВС от эксплуатационных нагрузок (в том числе аэродинамических нагрузок на наружную поверхность кабины и фонаря), уменьшенных на 25 %.
Следует принять р э разр = - 0,22 q mах mах, но не менее 4900 Па (500 кгс/м2).
При наличии на ВС надежно действующей системы ограничения обратного перепада давления (разрежения) в качестве рэразр может быть принято 1,15 р кл разр , где р кл разр - максимальная величина разрежения, соответствующая срабатыванию указанной системы ограничения.
246. Окна, стекла фонарей, крышки люков и двери, включая элементы крепления этих частей герметических кабин к фюзеляжу, должны проверяться на случаи "Максимальное давление в герметической кабине" и "Разрежение внутри герметической кабины" в комбинации с наибольшими аэродинамическими нагрузками, действующими на эти части в полете.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Кроме того, указанные части герметических кабин должны проверяться на рабочее избыточное давление р раб изб при коэффициенте безопасности f = 3,00.
Прочность окон герметических кабин на разрежение следует определять при условии, что наружная температура воздуха минус 60 0 С, а температура внутри кабины 20 0 С.
247. Если герметическая часть фюзеляжа разделена на отдельные отсеки и при этом не установлена система перепуска воздуха, выравнивающая давление между отсеками при внезапной разгерметизации, то прочность каждого отсека должна быть дополнительно обеспечена на действие рабочего избыточного давления р раб изб в предположении, что любой соседний отсек разгерметизирован. При наличии системы перепуска эксплуатационное давление определяется в зависимости от площади отверстия, через которое происходит разгерметизация, и характеристик системы перепуска.
Коэффициент безопасности f = 1,30.
Лобовые стекла фонаря кабины, защищающие экипаж, а также элементы конструкции, несущие эти стекла, должны выдерживать удар птицы массой 1,8 кг при наиболее неблагоприятных температурных условиях. При этом в качестве расчетной истинной скорости соударения должна быть принята скорость, превышающая на 10 % максимальную из рекомендуемых в Руководстве по летной эксплуатации для высот от 0 до 2500 метров, скоростей набора, снижения и полета по маршруту, если такой полет предусмотрен на этих высотах. Однако скорость соударения более соответствующей значению V max э не берется.
Параграф 8. Случай нагружения управления
248. В настоящей главе приведены требования к прочности элементов механической части проводки управления, как при ручном, так и при бустерном управлении. При этом, если не указан меньший коэффициент безопасности, расчетную нагрузку следует определять f = 2,0.
249. Если в системе управления установлены специальные устройства, предназначенные для уменьшения усилий в проводке, разрешается для проверки прочности учитывать наличие указанных устройств; при этом расчетные условия должны быть установлены изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
Усилия в деталях управления рулями (управляемым стабилизатором), элеронами, закрылками и предкрылками должны определяться при нейтральном (убранном) их положении, при крайних положениях и при любом промежуточном, если в этом положении усилия могут быть больше.
Во всех случаях необходимо учитывать дополнительные усилия, возникающие в проводке от симметричной (для элеронов) или от асимметричной части (для горизонтального и двухкилевого вертикального оперения) шарнирного момента, которые взаимно уравновешиваются через проводку управления и на ручку (штурвал) или педаль не передаются.
250. При наличии в системе управления вспомогательных и автоматических устройств (бустер, автопилот, автоматы устойчивости и управляемости, автомат изменения передаточных чисел) усилия в деталях управления должны определяться с учетом действия этих устройств.
При необратимом бустерном управлении значения эксплуатационного шарнирного момента м э ш и коэффициента безопасности, в соответствии с которыми должна быть проверена прочность элементов управления между бустером и органом управления (отклоняемой поверхностью), определяются следующим образом:
1) во всех случаях нагружения элеронов, рулей направления и высоты (управляемого стабилизатора), закрылков и предкрылков, за исключением случаев нагружения рулей и элеронов при полете в неспокойном воздухе, и рулей направления при остановке двигателей, если, М аэр > М буст+доб , M э ш = М буст+доб при коэффициенте безопасности f = 2,0;
если, М аэр < М буст+доб , M э ш = М аэр при коэффициенте безопасности f = 2,0 или M э ш в M буст+доб при коэффициенте безопасности f = 1,5, что больше;
2) в случаях нагружения рулей и элеронов при полете в неспокойном воздухе и рулей направления при остановке двигателей M эш = М аэр при коэффициенте безопасности f = 1,5.
За величину М аэр следует принимать максимальный эксплуатационный (до уравновешивания) шарнирный момент от аэродинамических сил, действующих на органы управления в рассматриваемых случаях их нагружения.
За величину M буст+доб следует принимать максимальный момент, развиваемый бустером при номинальном давлении в гидросистеме и нулевой скорости перемещения штока с учетом момента от ручки (штурвала, педали), от автоматических устройств. При двухкамерных бустерах следует рассматривать момент, развиваемый обеими камерами.
При определении М аэр для управляемого стабилизатора во всех случаях нагружения положение центра давления хд следует рассматривать в диапазоне (х исп - 0,03) < х д < {х исп + 0,03),
где, х исп - значение х д , определенное по результатам испытаний в аэродинамических трубах.
251. Для деталей управления рулем высоты (управляемым стабилизатором) эксплуатационную нагрузку на ручку (штурвал) управления (в месте приложения усилия пилота) следует принимать равной:
640 Н (65 кгс) при m взл < 2500 кг;
1180 Н (120 кгс) при m взл > 10000 кг.
Если управление рулем высоты (стабилизатором) осуществляется штурвалом, обод которого состоит из двух отдельных частей (рогов), то указанное выше усилие делится поровну между обоими рогами. Дополнительно рассматривается действие только на один рог усилия, равного 65 % указанного выше.
252. Эксплуатационную одностороннюю (на одну педаль) нагрузку от ноги пилота следует принимать равной:
880 Н (90 кгс) при m взл < 2500 кг;
1230 Н (125 кгс) при m взл > 10000 кг.
Нагрузку на педаль следует направлять по линии, соединяющей центр сидения с точкой приложения ноги к педали. Для двухсторонней нагрузки (одновременно на две педали) следует брать усилие, равное удвоенному усилию при односторонней нагрузке.
253. Нагрузка прикладывается к ручке в бок (в месте приложения усилия пилота) или при штурвальном управлении - вниз, по касательной к ободу штурвала с одной стороны. Эксплуатационную нагрузку на ручку следует принимать равной:
320 Н (32,5 кгс) при m взл < 2500 кг;
640 Н (65 кгс) при m взл > 10000 кг.
Эксплуатационную нагрузку на штурвал следует принимать равной:
640 Н (65 кгс) при m взл < 2500 кг;
780 Н (80 кгс) при m взл > 10000 кг.
Управление элеронами должно быть рассчитано также на эксплуатационные шарнирные моменты, полученные из испытаний в аэродинамических трубах в случаях нагружения элерона в неотклоненном положении, как указано в пункте 157 настоящих Норм.
Для ВС, у которых 2500 кг < m взл < 10000 кг, эксплуатационную нагрузку на ручку (штурвал, педаль) следует определять линейной интерполяцией между значениями эксплуатационных нагрузок на ручку (штурвал, педаль) при m взл = 2500 и 10000 кг.
В случае одновременного действия элеронами и рулями (стабилизатором), детали управления должны быть проверены на одновременное действие нагрузок при управлении:
рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления;
рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами;
рулем направления и элеронами.
Величину этих нагрузок следует принять равной 75 % эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения.
В случае двойного управления, детали управления следует проверять на изолированное действие одного пилота.
Детали управления необходимо проверять на одновременное действие двух пилотов как в одну и ту же, так и в противоположные стороны. При этом нагрузку от каждого пилота следует принимать равной 75 % нагрузки.
В случае раздваивающегося участка проводки управления, прочность проводки управления элеронами, рулями высоты, рулями двухкилевого оперения и половинами стабилизатора, если они связаны между собой только элементами системы управления, должна быть дополнительно проверена на 65 % нагрузок и действующих от ручки (штурвала) педали до соответствующей (левой или правой) половины органа управления. Рассматривается отклонение элерона (руля, половины стабилизатора) от нейтрального положения в любую сторону. Если при уравновешивании шарнирных моментов центр давления перемещается за 50 % хорды, то шарнирный момент и соответствующее усилие летчика принимаются исходя из того, что центр давления находится на 50 % хорды.
В случае дублированных участков проводки управления, прочность каждой ветви дублированной проводки управления проверяется на 65 % нагрузок.
Для деталей управления закрылками, предкрылками и другими поверхностями управления, эксплуатационную нагрузку следует определять как усилие на ручку (штурвал), вычисляемое в соответствии с эксплуатационным шарнирным моментом рассматриваемой поверхности управления и передаточным числом механизма управления. Эксплуатационная нагрузка не берется меньше 320 Н (32,5 кгс) при возможном действии на ручку только одной рукой и меньше 640 Н (65 кгс) при возможном действии на ручку двумя руками.
Детали управления следует дополнительно проверить на нагрузки, развиваемые приводом при заклинивании управляемой поверхности по одну сторону от оси симметрии ВС.
Коэффициент безопасности f = 1,3.
Для проверки прочности элементов проводки управления двигателем, кранами и другими агрегатами, управляемыми малыми рукоятками, эксплуатационное усилие от руки для этих рукояток берется не меньше 147 Н (15 кгс).
При управлении одним пилотом на каждую педаль торможения должна быть приложена эксплуатационная нагрузка:
490 Н (50 кгс) при m взл < 2500 кг,
690 Н (70 кгс) при m взл > 10000 кг с линейной интерполяцией для промежуточных значений m взл .
Точка приложения нагрузки - передняя кромка педали.
При двойном управлении дополнительно производится проверка прочности при действии двух пилотов, каждый из которых прикладывает 75 % указанных выше нагрузок.
Пневматические и гидравлические цилиндры, применяемые в системе управления для отклонения органов управления, уборки и выпуска посадочных закрылков, предкрылков, интерцепторов и других элементов, должны быть рассчитаны на прочность, предъявляемыми к элементам, частью которых они являются.
Кроме того, прочность этих цилиндров должна проверяться на случай максимального внутреннего давления ( p maх ).
За p maх следует принимать максимальное возможное давление в цилиндре; при наличии в цилиндре предохранительного клапана p maх = 1,15 р кл.раб , где, р кл.раб - рабочее давление в цилиндре при наличии клапана.
Для проверки герметичности силовые цилиндры должны подвергаться контрольному опрессовочному давлению по специальным техническим условиям. При этом величина опрессовочного давления должна быть не меньше p maх . Коэффициент безопасности по отношению к опрессовочному давлению должен быть не меньше чем f = 1,50.
Параграф 9. Случай нагружения воздушного винта
254. Воздушный винт ВС, включая лопасть и силовые элементы втулки и управления шагом винта, узел заделки лопастей, корпус втулки с деталями крепления и элементы управления, передающие усилия от лопасти к цилиндровой группе воздушного винта, должны соответствовать требованиям настоящей главы.
Степень применимости этих требований к винтам специального назначения или винтам необычной конструкции (например, с шарнирным креплением лопастей к втулке) устанавливается изготовителем по согласованию с компетентным органом государства-изготовителя.
Статическая прочность воздушного винта должна проверяться на нагрузки случаев нагружения, которые могут быть расчетными для рассматриваемых элементов конструкции.
При этом могут быть использованы результаты статических испытаний прототипа или образцов.
Во всех случаях нагружения воздушного винта коэффициент безопасности должен приниматься равным f = 2,00. Указанная величина коэффициента безопасности может быть уменьшена, если соответствующими исследованиями будет подтверждена возможность такого снижения.
В элементах конструкции воздушного винта, подвергнутых поверхностному упрочнению, при эксплуатационной нагрузке не должно возникать местное пластическое состояние, приводящее к разупрочнению.
255. Нагружение воздушного винта должно быть рассмотрено в следующих случаях:
А д или А' д в зависимости от того, для какого из них aq больше;
D д или D' д в зависимости от того, для какого из них |aq| больше. Эти случаи нагружения следует рассматривать только для ВС с отрицательным углом заклинения гондол двигателей;
М д ;
полет в неспокойном воздухе, если |aq| для него больше, чем в соответствующих маневренных случаях нагружения;
полет со скольжением;
комбинированное действие поступательных и угловых ускорений.
Здесь а и q - соответственно угол атаки воздушного винта и скоростной напор в рассматриваемых случаях нагружения.
256. При расчете нагрузок на воздушный винт и его элементы необходимо:
частоту вращения воздушного винта и мощность двигателя следует принимать наибольшими из возможных в рассматриваемом случае нагружения;
в случае Мд при работающем двигателе дополнительно необходимо учитывать воздействие бокового ветра, имеющего скорость 15 м/с.
Если Руководством по летной эксплуатации допускается большая скорость ветра, то при расчете должно быть принято это ее значение. При остановившемся двигателе необходимо рассматривать весь режим торможения (от начала торможения до момента достижения максимальной отрицательной тяги).
Случаи нагружения воздушных винтов могут быть уточнены на основании результатов расчета маневра или движения ВС при воздействии однократного порыва. Параметры режимов полета должны выбираться таким образом, чтобы создавались наиболее тяжелые условия нагружения воздушного винта.
257. Используемый метод определения нагрузок, действующих на лопасть и другие элементы воздушного винта, должен учитывать упругие колебания лопастей, влияние косой обдувки и кориолисовы силы, вызванные вращением ВС относительно нормальной и поперечной осей.
Величины напряжений в элементах воздушного винта следует определять с учетом аэродинамического влияния фюзеляжа и крыла на основании результатов испытаний динамически подобной модели винта в аэродинамической трубе. На основании анализа спектра частот собственных изгибных и крутильных колебаний лопасти в эксплуатационном диапазоне частот вращения винта должно быть показано отсутствие опасных в отношении прочности явлений резонанса.
Параграф 10. Особый случай нагружения элементов конструкции ВС
258. Нагрузки, приходящиеся на тот или иной узел крепления приборов, оборудования, баков и других грузов, а также на грузовой пол от действия этих грузов, следует определять в соответствии с установленным для данного ВС расположением этих грузов и способами их крепления для всех вариантов загрузки ВС.
Расчетные перегрузки в центре тяжести грузов необходимо определять в соответствии со всеми рассматриваемыми для ВС расчетными полетными и посадочными случаями с учетом инерционных сил поступательного и вращательного движений.
Кроме того, для проверки прочности крепления приборов, оборудования, баков и других грузов, находящихся в фюзеляже, должен быть, рассмотрен случай аварийной посадки. В этом случае следует принимать, что в центре тяжести груза действуют расчетные нагрузки, соответствующие следующему диапазону перегрузок:
для продольной нагрузки - от 0 (нуля) до 9 при направлении нагрузки вперед и от 0 (нуля) до 1,5 при направлении нагрузки назад;
для нормальной нагрузки - от 0 (нуля) до 4 при направлении нагрузки вниз и от 0 (нуля) до 2 при направлении нагрузки вверх;
для боковой нагрузки - от + 2,25 до - 2,25.
Должны быть рассмотрены разные комбинации нагрузок, каждая из которых имеет одно из указанных направлений и величину, изменяющуюся от нуля до приведенных выше значений, однако результирующая нагрузка не должна превышать значения, соответствующего суммарной перегрузке равной 9. Для крепления грузов, перевозимых на ВС без пассажиров, по согласованию между изготовителем и компетентным органом государства-изготовителя, могут быть приняты пониженные значения перегрузок.
Для грузов, расположенных таким образом, что при отрыве они не могут нанести повреждения пассажирам и экипажу или воспрепятствовать покиданию ВС (например, в отсеках, находящихся ниже или впереди помещений для пассажиров и экипажа), случай аварийной посадки не рассматривается.
259. Прочность частей конструкции ВС, где могут находиться люди при обслуживании на стоянке, должна проверяться на расчетную местную нагрузку, равную 1760 Н (180 кгс).
260. Эксплуатационные нагрузки для кресел, спальных мест, привязных ремней и их креплений, а также для тех частей кабин и переходов, в которых могут находиться члены экипажа и пассажиры во время полета и посадки, следует определять в соответствии со всеми рассматриваемыми для ВС полетными и посадочными случаями с учетом инерционных сил поступательного и вращательного движений при коэффициентах безопасности, принятых для этих случаев.
Кроме того, прочность кресел, спальных мест, привязных ремней и их креплений должна быть проверена на случай аварийной посадки.
261. Для основных стыковых и разъемных узлов и ушек необходимо предусмотреть дополнительный коэффициент безопасности
fдоп = 1,25.
К ответственным отливкам, т.е. к отливкам тех деталей, разрушение которых препятствует безопасному завершению полета или посадке ВС, следует применять дополнительные коэффициенты безопасности:
1) fдоп = 1,50, если 100 % отливок подвергаются:
визуальному контролю;
контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
радиационному контролю;
2) fдоп = 1,25, если кроме проверок по "а" 3 образца литых деталей показали достаточную прочность при f доп = 1,25 и достаточную жесткость при эксплуатационной нагрузке.
К остальным отливкам следует применять дополнительные коэффициенты безопасности:
fдоп = 2,00, если 100 % отливок подвергаются только визуальному контролю;
fдоп = 1,50, если 100 % отливок подвергаются:
визуальному контролю;
контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
3) fдоп = 1,25, если 100 % отливок подвергаются:
визуальному контролю;
контролю магнитным или капиллярным методом или другим эквивалентным методом неразрушающего контроля;
радиационному контролю.
262. Величины местных нагрузок в зависимости от расположения съемных элементов (участков) поверхности ВС (крышки и створки люков, зализы, обтекатели) должны определяться испытаниями модели в аэродинамической трубе при числах М и углах атаки, соответствующих случаям А', В, С, В', "полету в неспокойном воздухе", а также на режиме полета со скольжением при углах скольжения, найденных при определении нагрузок на вертикальное оперение.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
Кроме того, прочность всех крышек и створок люков, открывающихся в полете, необходимо проверять при полностью открытых люках. Величины нагрузок определяются по испытаниям в аэродинамических трубах при числе М и углах атаки и скольжения, соответствующих режимам, на которых может производиться полет с открытым люком.
Коэффициент безопасности f = 2,00.
263. Прочность узлов крепления тормозного парашюта следует проверять на нагрузку Р maх m.п - максимальная динамическая сила, которая возникает при раскрытии тормозного парашюта на максимальной разрешенной скорости его применения. Направление силы принимается в конусе с образующей, составляющей угол 150 0 с направлением потока.
264. Прочность кронштейнов органов управления и самих органов управления должна быть проверена на действие инерционной нагрузки, направленной вдоль оси вращения и определяемой исходя из следующих перегрузок:
nэ = 24 - для вертикально расположенных органов управления;
nэ = 12 - для горизонтально расположенных органов управления.
Прочность противофлаттерных балансиров и их креплений должна быть проверена на инерционные нагрузки, возникающие при упругих колебаниях ВС при его полете в неспокойном воздухе.
Эксплуатационная перегрузка при определении инерционных нагрузок на балансиры должна быть не менее:
в вертикальной плоскости +3,0n э у;
в горизонтальной плоскости +6,0.
Здесь, n э у - большее значение из n э у maх (а) и n э у maх (а).
Параграф 11. Особый случай нагружения, поднятие ВС
265. Рассматриваются следующие случаи:
поднятие ВС или его агрегатов стропами, расчетная перегрузка 4,0;
поднятие ВС на домкратах, расчетная перегрузка 2,0.
В последнем случае вертикальные нагрузки, соответствующие указанной перегрузке, должны быть рассмотрены также совместно с горизонтальными нагрузками, действующими в любом направлении и соответствующими расчетной перегрузке 0,25. При этом горизонтальные составляющие нагрузок в точках опор домкратов распределяются пропорционально вертикальным и уравновешиваются инерционными силами так, чтобы вертикальные нагрузки не изменились.
За расчетную массу ВС должна быть принята максимальная масса, разрешенная для того или другого способа поднятия ВС. Данные величины должны быть занесены в Руководство по летной эксплуатации.
Параграф 12. Особый случай нагружения, нагрузки от ветра на стоянке
266. Во всех приведенных случаях нагружения ВС при стоянке следует считать, что ВС находится в нормальном стояночном положении и может обдуваться в горизонтальной плоскости с любой стороны, а в вертикальной плоскости - в диапазоне углов +15 0 относительно горизонтальной плоскости.
Следует принять, что ВС расчален и его органы управления застопорены в нейтральном положении. Должно быть рассмотрено действие ветра со скоростью V B , равной 40 м/с.
При скорости ветра 15 м/с следует рассмотреть нагружение незастопоренных (свободных) рулей и элеронов.
Дополнительно при скорости ветра 15 м/с должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра, когда орган управления движется от нейтрального положения и ударяется об ограничитель крайнего положения.
при отсутствии противодействующего усилия пилота, если в Руководстве по летной эксплуатации нет указаний пилоту о необходимости такого действия. Если такие указания имеются, то при рассмотрении движения рулей (элеронов) разрешается учитывать противодействие пилота (при выключенных гидроусилителях), усилие пилота принимается равным 0,5 р э , где р э - усилие на элероны.
На указанные случаи должны быть рассчитаны и приспособления для стопорения рулей и элеронов, а также узлы крепления элементов расчаливания к ВС.
Если органы управления застопорены не в нейтральном положении, то при определении нагрузок на органы управления и шарнирных моментов следует принимать значения с y и
х ч. d
------- не те, которые задаются, а значения, полученные из
b
эксперимента в аэродинамических трубах или из расчета при соответствующих углах отклонения органов управления. Здесь x ц.д - расстояние от передней кромки органа управления до центра давления, b - хорда органа управления.
267. В случае нагружения крыла:
элероны - в нейтральном положении;
при симметричном нагружении:
направление ветра - спереди, V B = 40 м/с, с y = с y maх ,
положение центра давления как в случае А;
при несимметричном нагружении:
нагрузку следует определять так же, как в случае симметричного нагружения, но при этом необходимо принимать, что одна половина крыла не нагружена.
268. В случае нагружения элеронов, закрылков:
при симметричном нагружении:
элероны - в нейтральном, а закрылки - в убранном положении;
направление ветра - сзади, V B = 40 м/с;
следует принять коэффициент нормальной силы собственно элеронов и закрылков с п = 1,5 и положение центра давления
хч. d
------- = 0,55;
B
при несимметричном нагружении:
нагрузку следует определять так же, как в случае симметричного нагружения, но при этом необходимо принимать, что нагружен элерон и закрылок только на одной половине крыла;
следует рассматривать свободные элероны в отклоненном положении в любую сторону до упора;
направление ветра - сзади; V B = 15 м/с.
Коэффициент нормальной силы сn = 1,5; положение центра давления
х ч. d
0 ------- = 0,55.
b
269. В случае нагружения горизонтального оперения:
рули в нейтральном положении;
направление ветра - спереди; V B = 40 м/с. Следует рассмотреть нагружение горизонтального оперения, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы сn = 1,2 и
положение центра давления
х ч. d
0 --------- = 0,25;
b
направление ветра - сзади; V bB = 40 м/с. Следует рассмотреть нагружение рулей высоты, для которых нужно принять коэффициент нормальной силы fs24сn = 1,5 и положение центра давления
х ч. d
0 ------- = 0,55;
b
следует рассмотреть свободные рули в отклоненном положении в любую сторону до упора;
направление ветра - сзади; V B = 15 м/с;
коэффициент нормальной силы сn = 1,5; положение центра давления
х ч. d
------- = 0,55.
b
В случае нагружения вертикального оперения:
руль направления в нейтральном положении;
направление ветра - сбоку; V B = 40 м/с;
следует рассмотреть нагружение вертикального оперения, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы сn = 2,0 и положение центра давления V B = 0,40;
направление ветра - сзади; V B = 40 м/с;
следует рассмотреть нагружение руля направления, для которого нужно принять коэффициент нормальной силы сn - 1,7 и положение центра давления
х ч. d
------- = 0,55;
b
следует рассмотреть свободный руль направления в отклоненном положении в любую сторону до упора;
направление ветра - сзади; V B = 15 м/с;
коэффициент нормальной силы сп = 1,7; положение центра давления
х ч. d
------- = 0,55.
b
270. В случае нагружения системы расчаливания: величины усилий в элементах расчаливания следует определять из условия равновесия следующих сил, действующих на ВС:
эксплуатационных воздушных нагрузок от ветра;
силы тяжести ВС;
реакции земли в точках опоры;
сил в элементах расчаливания.
Параграф 13. Особый случай нагружения, буксировка ВС по
аэродрому
271. Приведенные требования обеспечивают прочность ВС в случае его буксировки по аэродрому при следующих условиях:
скорость буксировки не должна превышать 10 км/ч на грунтовых взлетно-посадочных полосах (при прочности грунта, установленной для взлета и посадки ВС) и 20 км/ч на бетонированных взлетно-посадочных полосах;
угол наклона любой из рулежных дорожек аэродрома, по которым буксируется ВС, не должен превышать +3 0 ;
при поворотах ВС угол отклонения буксирной тяги от плоскости симметрии ВС в плане не должен превышать +30 0 ;
буксировка может производиться как на гибкой, так и на жесткой тяге. В случае если в Руководстве по летной эксплуатации предусматриваются условия буксировки, отличные от указанных, требования к прочности должны быть уточнены изготовителем.
272. Рассматриваются следующие случаи нагружения:
1) на буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки, действует вдоль его оси параллельно поверхности аэродрома сила p э , величина которой определяется из условия поглощения амортизацией буксирного приспособления заданной работы А , если нет других соображений, которые заставляли бы принять для силы p большее значение.
При буксирном приспособлении с жесткой тягой работа А должна поглощаться как при растяжении, так и при сжатии тяги, и соответственно, буксирное приспособление должно рассчитываться для обоих направлений силы p э.
Для проверки прочности конструкции шасси и ВС необходимо учитывать стояночную нагрузку, действующую на стойку, и усилие, приходящееся на стойку от буксирного приспособления, в зависимости от способа буксировки.
Если буксировка производится одновременно за носовую и основные стойки шасси, прочность каждой стойки шасси в отдельности должна быть проверена на изолированное действие сил, равных 70 % усилий, указанных в настоящем пункте;
2) на буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки за носовую стойку, действует боковая сила F э , 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.
Величину силы F э следует определять по формуле:
F э = ± + 0,05 Р э (Р э см. подпункт 1) пункта 272 настоящих Норм),
Однако:
если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, F э принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент М у mах ;
если буксировка ВС производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования и об этом имеется соответствующая запись в Руководстве по летной эксплуатации, то величина силы F э выбирается исходя из потребного момента для разворота носовой стойки на земле.
Для проверки прочности конструкции шасси и ВС от действия боковой силы следует рассматривать два варианта нагружения:
действует боковая сила F э и стояночная нагрузка на стойку;
одновременно с боковой силой F э ' и стояночной нагрузкой на стойку действует сила Р э .
273. В конструкции буксирного приспособления должны быть предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок. При буксирном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.
Параграф 14. Случай динамического нагружения ВС
в неспокойном воздухе
274. Прочность ВС должна быть рассмотрена с учетом динамического действия нагрузок при полете в неспокойном воздухе и посадке.
275. Должны быть рассмотрены все высоты и скорости полета вплоть до V mах mах и весь диапазон полетных масс ВС при соответствующих эксплуатационных центровках и при наиболее неблагоприятной загрузке ВС в отношении прочности той или иной его части. Следует рассмотреть действие однократного вертикального (восходящего или нисходящего) порыва с линейным участком нарастания интенсивности.
Принимается длина участка нарастания L > 30 метров. Значение максимальной интенсивности порыва следует определять исходя из того, чтобы максимальное значение приращения перегрузки в поперечном сечении фюзеляжа, проходящем через центр тяжести ВС, равнялось /\ nу .
Однако индикаторная скорость порыва не должна превосходить полуторакратное предельное значение.
276. Следует рассмотреть динамическое действие непрерывной атмосферной турбулентности в вертикальном и боковом направлениях.
Максимальное эксплуатационное приращение любого вида нагрузки /\ (изгибающие моменты, местные перегрузки) в вертикальном и боковом направлениях, дополнительной к ее значению в горизонтальном полете, следует определять расчетным путем.
Параграф 15. Случай динамического нагружения ВС при посадке
277. Должна быть рассмотрена посадка ВС на основное шасси с учетом раскрутки колес в положении среднем между указанным для случаев Е ш пос и Е' ш при вариантах загрузки, соответствующих посадочной и взлетной массе. Следует принять, что в начальный момент времени подъемная сила равна силе тяжести ВС. Расчет следует проводить при двух значениях работы, которую должна поглощать амортизационная система ВС при А э и А mах .
При поглощении амортизационной системой эксплуатационной работы А э следует рассматривать посадку с mпос при двух значениях коэффициента трения пневматика о поверхность взлетно-посадочной полосы u = 0 и u = 0,8. При поглощении амортизационной системой максимальной работы А mах следует рассматривать посадку с m пос и m взл при двух значениях коэффициента трения u = 0 и u = 0,5.
Параграф 16. Требования к обеспечению безопасности от флаттера,
дивергенции, реверса органов управления, аэроупругих колебаний
системы "ВС - система автоматического управления" и шимми
278. Необходимо проводить специальные исследования (расчеты, испытания моделей, частотные испытания планера и систем автоматического управления, летные испытания) по обеспечению безопасности ВС от флаттера, дивергенции, реверса органов управления, аэроупругих колебаний системы "ВС - система автоматического управления" и шимми. Объем этих исследований устанавливается изготовителем.
279. Во всем диапазоне полетных масс ВС и на всех высотах полета возможность возникновения флаттера должна быть исключена вплоть до скорости V max max , увеличенной в 1,2 раза. Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера.
Перечень этих параметров и степень их изменения устанавливается изготовителем на основе опыта обеспечения безопасности от флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований.
Если в результате проведенных исследований имеет место одно из следующих условий:
флаттер возникает при скорости полета менее 1,25 V max max ;
схема ВС необычна, либо имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра;
имеется необъясненное несоответствие между результатами расчетов и экспериментальных исследований, необходима летная проверка безопасности ВС от флаттера.
280. На всех высотах критическая скорость дивергенции должна удовлетворять условию
V кр.див > 1,2 V max max.
281. На всех высотах полета критическая скорость реверса органов управления должна удовлетворять следующим условиям:
V кр.див > 1,2 V max max при V max max < 600 км/ч;
V кр.див > 1,2 V max max + 100 км/ч при V max max > 600 км/ч.
При скорости V max max > 600 км/ч разрешается принимать меньший запас, если возможность уменьшения запаса обоснована результатами летных исследований.
282. Во всем диапазоне полетных масс ВС и на всех высотах и скоростях вплоть до V max max должны быть обеспечены запасы аэроупругой устойчивости системы "ВС - система автоматического управления" по модулю годографа частотной характеристики разомкнутого контура не менее 3,0 и по фазе не менее 900. Если запас по модулю или по фазе менее указанного, безопасность полета от аэроупругих колебаний системы "ВС - система автоматического управления" должна быть подтверждена летными испытаниями.
283. Во всем диапазоне возможных масс и скоростей движения ВС по взлетно-посадочной полосе 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 по решению изготовителя разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерениями в процессе летных испытаний будет убедительно доказана безопасность от шимми.
Глава 6. Конструкции ВС
Сноска. Заголовок главы 6 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Компоновка кабины экипажа
284. Требования настоящей главы распространяются на компоновку кабины экипажа.
Компоновка кабины должна обеспечивать членам экипажа при заданном его составе:
удобное размещение всех членов экипажа в кабине с соблюдением антропометрических требований;
возможность эффективно выполнять функциональные обязанности на всех режимах полета, предусмотренных Руководством по летной эксплуатации.
285. Для каждого члена экипажа должно быть предусмотрено наличие рабочего места. Рабочие места пилотов должны располагаться в передней части кабины, причем командира ВС - слева. На ВС, в состав экипажа которых кроме пилотов входит бортинженер, его рабочее место должно размещаться или у правого борта, или между рабочими местами пилотов.
Размещение членов экипажа спиной к направлению полета не допускается.
Если Руководством по летной эксплуатации предусматривает деятельность бортинженера на его рабочем месте как у правого борта, так и между рабочими местами пилотов, то ему должны быть обеспечены:
удобство работы на обоих рабочих местах;
удобство перемещения с одного рабочего места на другое без необходимости отстегивать привязные ремни.
286. Пилотам должен быть обеспечен незатененный, неискаженный и достаточно широкий обзор из кабины, обеспечивающий удобство пилотирования при всех маневрах и на всех режимах в ожидаемых условиях эксплуатации. Рабочие места обоих пилотов должны иметь средства, обеспечивающие контроль нахождения глаз пилотов в условном положении на линии визирования. Должны быть исключены блики и отражения, если они затрудняют обзор внутри и внекабинного пространства, днем и ночью в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации. Устройства, предназначенные для очистки поверхности лобового стекла от атмосферных осадков, должны обеспечивать достаточный обзор внекабинного пространства.
287. Все надписи в кабине должны располагаться у тех элементов (рукояток, тумблеров), к которым они относятся, и быть хорошо видимы и различимы днем и ночью в зависимости от ожидаемых условий эксплуатации. Текстовые сокращения надписей не должны допускать неоднозначность толкования их смысла.
Параграф 2. Размещение органов управления ВС, силовой установкой и оборудованием на рабочих местах экипажа
288. Все органы управления ВС, силовой установкой и оборудованием, размещаемые на рабочих местах членов экипажа и используемые ими в полете, должны быть досягаемы для них и видимы с их рабочих мест без необходимости отстегивать привязные ремни.
289. Наиболее часто используемые органы управления, в том числе органы управления, используемые во время наиболее сложных этапов полета (например, для пилотов - при заходе на посадку и посадке), а также в сложной и аварийной ситуациях должны располагаться в наилучших, с точки зрения досягаемости и обзора, зонах рабочей области каждого члена экипажа. При этом расположение органов управления должно быть выбрано так, чтобы на этапах взлета, захода на посадку, посадки и ухода на второй круг для выполнения действий по Руководству по летной эксплуатации пилотам не требовалась смена рук на штурвалах.
Органы управления, установленные на рукоятках штурвала второго пилота, должны располагаться "зеркально" по отношению к их расположению на рукоятках штурвала первого пилота.
290. В отдельных случаях резервные (аварийные) органы управления (рычаги, переключатели, предохранители) допускается размещать вне рабочих мест пилотов только при наличии в составе экипажа лица, свободного от пилотирования.
291. Органы управления, практически непрерывно используемые членами экипажа в полете (для пилотов - штурвал, педали, рычаги управления двигателями) должны быть расположены, а также перемещаться относительно кресел экипажа с соблюдением антропометрических требований и минимальной утомляемости в процессе управления.
292. Расположение органов управления, форма и размеры их рукояток должны обеспечивать быстрое их опознавание и безошибочные действия во всех режимах полета и особых ситуациях.
Разные по назначению органы управления должны отличаться друг от друга (например, формой, цветом). Рукоятки аварийных органов управления или их защитные устройства должны быть окрашены в красный цвет. Допускается его сочетание с другим цветом.
293. При размещении в кабине органов управления, случайное перемещение которых может привести к особым ситуациям, необходимо предусматривать меры, исключающие возможность непроизвольного (случайного) изменения их положения. Для этого необходимо устанавливать блокировочные устройства, которые не должны мешать пользоваться органами управления и затруднять их опознавание.
294. Рукоятки органов управления, используемые в полете несколькими членами экипажа, должны размещаться в общей для них зоне кабины, либо устанавливаться на рабочих местах тех членов экипажа, в функции которых входит управление этими рукоятками.
295. Органы управления, используемые каждым членом экипажа, должны быть расположены относительно его кресла таким образом, чтобы обеспечивалось необходимое полное и беспрепятственное перемещение каждого органа управления без какого-либо отрицательного влияния на это перемещение конструкции кабины, возможных комбинаций положений других органов управления и одежды членов летного экипажа.
296. Одинаковые органы управления разных двигателей (например, рычаги управления двигателями, рычаги управления реверсивными устройствами двигателей, рычаги останова двигателей), а также одинаковые органы управления резервированных систем должны быть расположены, а их рукоятки выполнены таким образом, чтобы исключить неоднозначность определения их принадлежности к данному двигателю или части резервированной системы.
Взаимное положение рычагов управления двигателями и рычагов правления реверсивными устройствами двигателей должно обеспечивать возможность управления одноименными рычагами как всеми вместе, так и каждым в отдельности (пункт 1207 настоящих Норм).
297. Направление перемещения органов управления должно соответствовать действию, которое они оказывают на ВС, и находиться в зрительном и функциональном соответствии с показаниями индицирующих приборов.
Рукоятки органов управления, приводимые в действие вращательным движением, должны перемещаться по часовой стрелке из выключенного положения до полностью включенного (кроме гидравлических, кислородных и воздушных кранов).
Направление перемещения основных органов управления должно соответствовать следующим требованиям:
1) руль высоты - штурвал (колонка) назад (на себя) - кабрирование;
2) элероны - штурвал направо по часовой стрелке - правый крен;
3) руль направления - правая педаль вперед - правый разворот;
4) стабилизатор - переключатель вперед (вверх) - пикирование;
5) рычаг управления двигателем - назад (на себя) - уменьшение прямой тяги (мощности);
6) рычаг управления реверсом двигателя - назад (на себя) - увеличение обратной тяги (мощности);
7) шасси - рычаг управления вниз, назад (на себя) - выпуск; при кнопочном управлении выпуском шасси: передняя кнопка - уборка; задняя кнопка - выпуск;
8) закрылки, предкрылки - рычаг управления вниз, назад (на себя) - выпуск.
Параграф 3. Пассажирские кабины, багажно-грузовые отсеки и
грузовые кабины ВС
298. Пассажирские кабины, багажно-грузовое и грузовое оборудование, должны соответствовать требованиям настоящих Норм.
299. Багажно-грузовые отсеки и грузовые кабины должны оборудоваться средствами крепления (швартовки) багажа и груза, отвечающими требованиям настоящих Норм.
300. Технологические люки в пассажирской кабине, доступные пассажирам, должны открываться только специальным приспособлением (инструментом).
301. Конструкция полов в буфетах, кухнях, туалетах и вестибюлях (в районе входных дверей) должна быть влагонепроницаемой.
302. Системы водоснабжения и канализации, установленные на ВС, должны быть изготовлены из коррозионностойких материалов, и исключать попадание влаги в конструкцию, агрегаты и коммуникации ВС. Система водоснабжения не должна ухудшать качество воды (заправленной).
303. Полы багажно-грузовых отсеков и грузовых кабин ВС должны оборудоваться средствами защиты, сводящими к минимуму возможность проникновения жидкости из этих отсеков и кабин в другие отсеки ВС.
Должна быть предусмотрена возможность контроля и удаления жидкости и влаги при случайном их попадании на конструкцию ВС. Агрегаты и коммуникации в зоне багажно-грузовых отсеков должны быть защищены от попадания жидкости и влаги.
304. Входные двери, аварийные выходы и загрузочные люки должны оборудоваться запирающими устройствами, исключающими самопроизвольное, а также и непреднамеренное их открытие.
305. Входные двери, аварийные выходы и загрузочные люки должны оборудоваться сигнализацией закрытого (открытого) положения, а также индикацией положения запирающих устройств.
Параграф 4. Материалы и технология
306. Материалы, применяемые для изготовления ВС, его систем и агрегатов, должны быть выбраны с учетом ожидаемых условий эксплуатации, и соответствовать установленным для них нормам. Выбранные материалы должны сохранять механические, антикоррозионные, физические и другие свойства, обеспечивающие надежность и долговечность работы деталей и элементов конструкции в течение назначенного для них ресурса и календарного срока службы.
307. Технологические процессы изготовления элементов конструкции ВС должны быть стабильными и обеспечивать постоянство характеристик деталей и узлов, влияющих на работоспособность в пределах установленных ресурсов и сроков службы в ожидаемых условиях эксплуатации.
308. Конструкционные и декоративно-отделочные неметаллические материалы в кабинах пассажиров и членов экипажа должны быть трудносгораемыми или самозатухающими. Не следует применять материалы, выделяющие значительное количество токсичных продуктов при воздействии пламени.
309. В процессе эксплуатации декоративно-отделочные, конструкционные неметаллические материалы кабин и системы кондиционирования воздуха не должны выделять вредных продуктов в количествах, превышающих требования по составу воздуха в кабинах.
310. Материал, используемый для изготовления остекления, в случае разрушения не должен образовывать опасных осколков. Материал, который внезапно может стать непрозрачным, не должен использоваться для остекления кабины экипажа.
Параграф 5. Работы агрегатов ВС
311. Требованиям параграфа 5 главы 6 и параграфа 8 главы 17 настоящих Норм распространяются на следующие функциональные системы ВС:
управления;
шасси;
торможения колес;
гидравлические и пневматические;
жизнеобеспечения (герметические кабины, регулирования давления в кабине, кондиционирования, кислородное оборудование);
противообледенительные;
сбора полетной информации;
защиты ВС от атмосферного электричества.
Требования распространяются также на аварийно-спасательное оборудование ВС, эксплуатационную технологичность конструкции, конструкционные материалы, пассажирские кабины и багажно-грузовые отсеки.
312. Конструкция ВС, его систем и агрегатов должна соответствовать общим требованиям.
313. Требования, изложенные в параграфе 3 глав 5 и в параграфе 8 главы 17 настоящих Норм, должны обеспечиваться в ожидаемых условиях эксплуатации. При этом работоспособность агрегатов, функциональных систем должна быть обеспечена в условиях внешних воздействий, имеющих место на ВС в процессе эксплуатации ВС в полете и на земле.
314. Трубопроводы, агрегаты и другие элементы систем должны:
обеспечиваться средствами контровки всех крепежных деталей;
соединяться арматурой, обеспечивающей необходимую герметичность соединений, в соответствии с эксплуатационной документацией.
315. Конструкция трубопроводов и их элементов функциональных систем ВС должна:
1) выдерживать без потери нормированной герметичности нагрузки от давления и пульсаций рабочего тела системы, вибрации, монтажные и температурные напряжения, деформации конструкции планера, инерционные силы, которые действуют на трубопроводы и их элементы в ожидаемых условиях эксплуатации ВС в пределах установленного для этих трубопроводов назначенного ресурса;
2) подвергаться испытаниям на герметичность, плотность (опрессовке) и прочность.
Испытания на усталость отдельных трубопроводов и их элементов, отказ которых может привести к ситуации хуже усложнения условий полета, должны базироваться на нагрузках, действующих в реальнойэксплуатации ВС, и учитывать как нагрузки от рабочего тела системы, так и внешние нагрузки;
3) иметь подтвержденный расчетом и (или) испытаниями на выносливость назначенный ресурс;
4) обеспечивать гарантированные зазоры с конструкцией ВС, ее подвижными элементами, а также иметь элементы, компенсирующие возможные деформации трубопроводов.
316. Все устройства, непреднамеренное срабатывание которых может привести к нежелательным последствиям (особой ситуации), должны быть защищены от их случайного срабатывания.
317. Системы дистанционного управления и контроля, их размещение и монтаж должны обеспечивать:
контроль работы управляемых объектов;
простоту управления в полете;
возможность перехода функциональной системы на любой режим работы, предусмотренный Руководством по летной эксплуатации;
надежное функционирование.
318. Шум в кабинах ВС не должен оказывать вредного воздействия на экипаж. В условиях полета должна быть обеспечена разборчивая речевая связь между членами экипажа на своих местах.
319. Потребляющие электроэнергию функциональные системы или их элементы (приемники) должны соответствовать требованиям настоящих Норм.
Параграф 6. Требования к температурной прочности и
статическим испытаниям
320. ВС, подвергающихся сколько-нибудь значительным температурным воздействиям от двигателя, должна быть проверена с учетом влияния этих воздействий. Прочность панелей конструкции ВС, соприкасающихся с выходящей струей двигателя, должна быть определена с учетом влияния этой струи на величину нагрузок, а также с учетом влияния вызванных ею температур.
321. Статические испытания опытного и серийных ВС следует проводить по специальным программам.
322. В программу испытаний должны быть включены случаи нагружения, предусмотренные в параграфе 2 главы 5 настоящих Норм требованиями к прочности и являющимися расчетными для основных частей ВС, а также испытания всех частей и элементов конструкции летательного аппарата, для которых расчет на прочность не дает надежного решения.
323. В процессе статических испытаний при нагружении до 67% расчетных нагрузок должна проводиться тщательная тензометрия в объеме, достаточном для обследования напряженного состояния конструкции ВС.
324. Статические испытания частей ВС должны проводиться, какправило, до 100% расчетных нагрузок или до разрушения. Случаи нагружения, испытания на которые следует проводить до разрушения, выбираются на основе расчетов и опыта проектирования с учетом целесообразной очередности проведения статических испытаний различных частей ВС.
При необходимости проверки какой-либо части ВС при статических испытаниях на несколько расчетных случаев, в которых при 100 % расчетной нагрузки напряжения в отдельных элементах близки к разрушающим, следует доводить нагрузку до 100% в одном из расчетных случаев, а в остальных до 90-80 % расчетной нагрузки. При этом, когда испытания проводятся до 80 % расчетной нагрузки, напряженное состояние должно обследоваться путем тензометрии при нагрузках, превышающих 67 % расчетных.
325. Прочность тех панелей и элементов конструкции ВС, для которых расчет показывает существенное влияние повышенных температур, должна проверяться статическими испытаниями, как с нагревом, так и без нагрева.
Параграф 7. Условия проведения испытаний
326. При проведении статических испытаний необходимо нагружать распределенной нагрузкой несущую обшивку и все съемные элементы: крышки и створки люков, зализы и другие.
327. Перед началом испытаний должен быть произведен тщательный осмотр поверхности всех частей ВС и отмечены все имеющиеся производственные дефекты в виде вмятин, складок и неровностей.
328. Испытываемую конструкцию следует после предварительной обтяжки (до 40-50 % расчетной нагрузки) нагрузить до 67 % от расчетной (разрушающей) нагрузки, а затем разгрузить до первоначального состояния.
При этом после снятия нагрузки, равной 67 % расчетной, в силовых элементах конструкции не должно быть видимых остаточных деформаций. Последующее нагружение конструкции следует производить до нагрузок, указанных в программе для данного случая. При нагружении, по меньшей мере, до 90 % расчетной нагрузки в конструкции не должно быть местных разрушений, которые в полете при наличии воздушного потока могут привести к разрушению ВС.
Остаточные деформации, полученные при статических испытаниях, могут не приниматься во внимание при оценке прочности ВС, если будет доказано отсутствие каких-либо остаточных деформаций в конструкции данной части ВС при летных испытаниях с воспроизведением режимов, соответствующих случаю нагружения, при котором наблюдались остаточные деформации при статических испытаниях.
329. При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного изготовителем и отраженного в программе испытаний, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании.
330. При испытаниях опытных ВС и первых испытаниях серийных ВС должен быть произведен подробный анализ всех разрушений, имевших место в процессе испытаний, и с учетом сравнения свойств материала в местах разрушений с кондиционными и геометрических размеров, с указанными в чертежах, сделан вывод о достаточной прочности конструкции или о необходимости или желательности изменений в конструкции или в технологии изготовления.
При контрольных испытаниях серийной продукции анализ причин разрушений при нагрузке, большей или равной 100 % расчетной, разрешается не проводить.
Параграф 8. Требования к обеспечению безопасности полета
по условиям усталостной прочности конструкции
331. Конструкция ВС должна быть такой, чтобы под воздействием повторяющихся в эксплуатации нагрузок и температур в течение определенной наработки (назначенного ресурса) ее повреждения, которые могут непосредственно привести к катастрофической ситуации, были практически невероятными.
Удовлетворение этому требованию, помимо создания соответствующей конструкции ВС, должно обеспечиваться производственно-технологическими процессами изготовления и ремонта, техническим обслуживанием и соблюдением установленных правил и условий эксплуатации и подтверждаться результатами расчетов, исследованием фактических условий эксплуатации, в том числе действующих нагрузок, результатами лабораторных испытаний на выносливость и живучесть (безопасность повреждения) и опытом эксплуатации ВС данного типа и (или) ВС аналогичных типов.
При установлении ресурса должны учитываться влияние износа и возможное снижение прочностных характеристик конструкции, вызываемое температурными воздействиями, коррозией, а также другими изменениями свойств конструкции, связанными со временем, условиями эксплуатации и хранения. В процессе эксплуатации должен осуществляться систематический контроль состояния конструкции, обеспечивающий выявление контролируемых факторов, приводящих к недопустимому снижению усталостной прочности конструкции (коррозия, износ, случайные механические повреждения).
332. Ресурс конструкции ВС устанавливается по ресурсу конструктивных элементов, разрушение или появление повреждений в которых может непосредственно привести к катастрофической ситуации. Разрушения или повреждения в элементах конструкции, непосредственно не угрожающие безопасности полета, могут не приниматься во внимание при установлении ресурса всей конструкции.
Если для отдельных элементов конструкции, которые могут быть заменены в процессе эксплуатации, имеется свой ресурс, для конструкции в целом ресурс следует устанавливать без учета ресурса этих элементов.
333. Обеспечение достаточной выносливости ВС для опасных по усталостной прочности мест конструкции, устанавливаемых на основе расчетов и имеющегося опыта, должно предусматриваться (с учетом требуемого ресурса) уже на стадии проектирования. При этом должно быть обращено внимание на выбор соответствующего материала, общую напряженность конструкции, максимальное возможное снижение концентрации напряжений, рациональность технологии изготовления элементов конструкции и их сборки, надежность системы контроля качества изготавливаемой продукции, а также на максимальное повышение выносливости на основе использования соответствующих конструктивно-технологических мероприятий.
Эффективность мероприятий должна проверяться лабораторными испытаниями на выносливость отдельных конструктивных элементов (узлов, стыков, панелей, отсеков).
334. При проектировании ВС следует предусматривать меры,обеспечивающие живучесть (безопасное повреждение) основной силовой конструкции, а именно:
по возможности должны быть обеспечены условия осмотра или инструментального контроля основных силовых элементов конструкции в процессе эксплуатации ВС, особенно в местах повышенной концентрации напряжений и вероятных зонах возникновения усталостных повреждений;
должно быть обеспечено, возможно, более медленное развитие вероятных усталостных повреждений с тем, чтобы остаточная прочность и жесткость конструкции вплоть до момента падежного обнаружения повреждения при осмотре (инструментальном контроле) были достаточны для безопасной эксплуатации ВС;
для мест конструкции, недоступных для осмотра (инструментального контроля) в процессе эксплуатации либо характеризующихся неприемлемо высокой скоростью развития усталостных повреждений, а также для тех мест, усталостное повреждение которых может привести к опасным аэроупругим явлениям (флаттер, дивергенция).
335. По результатам работ в процессе проектирования должен быть проведен анализ возможности и условий (мероприятий) отработки ВС требуемого ресурса на основе расчетной оценки усталостной прочности конструкции и прогноза возможных мест возникновения усталостных повреждений.
336. Безопасность конструкции по условиям усталостной прочности подтверждается на следующих этапах эксплуатации ВС:
1) перед началом регулярной эксплуатации при установлении начального назначенного ресурса;
2) в процессе эксплуатации по мере выработки ранее установленного ресурса. При этом проводится последовательное (поэтапное) установление увеличенных значений назначенного ресурса (вплоть до ресурса до списания) на основе повышения достоверности сведений об условиях нагружения конструкции и характеристиках ее усталостной прочности, анализа и учета влияния условий эксплуатации и о мере накопления опыта эксплуатации.
Значения начального назначенного ресурса и ресурса до списания должны соответствовать указанным в ожидаемых условиях эксплуатации.
337. По результатам работ на всех этапах установления назначенных ресурсов, изготовитель и заказчик в установленном порядке вносят соответствующие указания и рекомендации в эксплуатационную и ремонтную документацию.
Параграф 9. Установление назначенного ресурса
338. Назначенный ресурс конструкции ВС, выражаемый количеством летных часов и числом полетов или количеством циклов функционирования, не должен превышать допустимую наработку в эксплуатации:
по условиям выносливости конструкции;
с учетом живучести (безопасного повреждения) конструкции.
339. Допустимая наработка в эксплуатации по условиям выносливости конструкции определяется на основе результатов лабораторных испытаний на выносливость конструкции в целом и (или) таких испытаний на выносливость, которые по условиям нагружения и охвату возможных слабых мест приближаются к условиям испытаний конструкции в целом.
Испытания на выносливость проводятся на совокупность внешних воздействий и переменных нагрузок, соответствующих воздействиям и нагрузкам на рассматриваемую конструкцию в эксплуатации. При невозможности проведения таких испытаний влияние нагрузок и (или) внешних воздействий, не прикладываемых к конструкции, должно быть оценено надежным образом.
Испытаниям на выносливость подвергаются:
крыло, в том числе элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации крыла;
оперение (стабилизатор, киль, рули высоты и направления);
фюзеляж с герметической кабиной и элементами их остекления;
шасси, в том числе колеса и тормоза;
система управления ВС;
установки под двигатели.
Испытаниям на выносливость должны подвергаться также и другие части конструкции, агрегаты и установки, входящие в основную силовую схему конструкции, если их разрушение в полете или при движении по земле непосредственно угрожает безопасности полета.
При определении характеристик выносливости приемлемыми расчетно-экспериментальными методами, учитывающими результаты испытаний конструктивных элементов (панелей, узлов), эти методы должны содержать обоснованную величину поправочного коэффициента к долговечности, определяемого с учетом масштабного фактора и степени соответствия напряженно-деформированного состояния натурной конструкции и образца.
К испытаниям на выносливость не допускается конструкция, прошедшая статические испытания.
Программа испытаний на выносливость должна отражать все режимы нагружения, имеющие место в условиях эксплуатации, для которых сочетание величин переменных нагрузок и числа циклов нагружения может повлиять на ресурс.
Если программа испытаний предусматривает нагружение конструкции ограниченным числом ступеней нагрузки, то характеристики выбранных ступеней должны, возможно, ближе соответствовать режимам, нагрузки которых вносят наибольшую долю усталостной повреждаемости. При этом для опасных по усталостной прочности мест конструкции соответствующим расчетом должны быть определены эквиваленты между нагрузками при испытаниях и в эксплуатации с учетом возможного отличия величины эквивалента на стадии до возникновения усталостного повреждения от значения на стадии развития усталостного повреждения, а также с учетом возможного рассеяния параметров условий эксплуатации.
Программа испытаний и величины эквивалентов должны подвергаться уточнению на основе учета опыта эксплуатации и сравнительного анализа результатов лабораторных испытаний на выносливость и данных по техническому состоянию парка ВС.
Программа испытаний на выносливость должна основываться на:
типовом полете (или совокупности типовых полетов совместно с относительной долей их осуществления), включающем режимы буксировки,
выруливания на старт, опробования двигателей на земле, разбега, набора высоты, полета на крейсерском режиме, снижения, захода на посадку, пробега и заруливания на стоянку, с учетом их продолжительности (протяженности) и совокупности других параметров, характеризующих каждый из указанных режимов;
повторяемости нагрузок, вызванных воздействием атмосферной турбулентности, с учетом различных высот полета и разных географических районов, соответствующих трассам эксплуатации ВС;
повторяемости маневренных нагрузок, связанных с условиями и правилами эксплуатации ВС данного типа;
повторяемости нагрузок при посадке, при работе двигателей и при движении по земле (буксировка, руление, разбег, пробег);
повторяемости нагрузок при использовании средств механизации крыла и различных способов торможения ВС в воздухе и на земле, а также при применении и полете различного рода автоматических устройств;
повторяемости избыточного давления в герметической кабине в процессе нормальной эксплуатации и при ее опрессовках после ремонтов.
Программы испытаний конструкции в целом или ее отдельных частей должны также учитывать такого рода нагрузки, как высокочастотные нагрузки от струи винта или реактивного двигателя, от пульсаций аэродинамического давления, нагрузки от неравномерного нагрева конструкции, нагрузки от дисбаланса колес и другие, если на основе проведенного анализа или имеющегося опыта установлено, что эти нагрузки могут повлиять на ресурс рассматриваемой конструкции.
При испытаниях на выносливость подвижных элементов силовой конструкции (система выпуска и уборки шасси, закрылков) должно воспроизводиться необходимое сочетание переменных нагрузок и движения с целью учета влияния износа и коррозии в сочленениях, а также изменений напряженности, связанных с кинематикой движения, если на основе проведенного анализа или имеющегося опыта установлено, что это влияние может оказаться существенным.
Допустимая наработка в эксплуатации, соответствующая характеристикам выносливости, полученным при лабораторных испытаниях идентичных конструкций по одной и той же программе, определяется делением на суммарный коэффициент надежности П среднего числа циклов (блоков) испытаний.
При наличии результатов испытаний по различным программам допускается их использование после соответствующего пересчета к единой программе.
Величина суммарного коэффициента надежности П должна определяться как:
П = П 1 П 2 П 3 П 4
Числовые значения коэффициентов, входящих в это произведение, принимаются в соответствии с приведенными ниже указаниями.
Величина коэффициента П учитывающего уровень соответствия структуры программы испытаний на выносливость характеру реальных нагрузок в эксплуатации, принимается равной:
П 1 = 1,0 при программе испытаний, достаточно полно отражающей совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок, как по величине, так и по последовательности их действия;
П 2 = 1,5, когда вся совокупность повторяющихся в эксплуатации нагрузок сведена в программе испытаний к последовательности условных циклов с постоянной амплитудой нагрузки с использованием при этом соответствующих расчетных методов.
Если цикл с постоянной амплитудой нагрузки отражает наиболее характерное нагружение конструкции, определяющее ее усталостную повреждаемость, величина коэффициента П1 может быть при соответствующем обосновании принята в диапазоне 1 < П 1 < 1,5.
Величина коэффициента П 2, учитывающего степень опасности разрушения, принимается равной:
П 2 = 1, если испытаниями и (или) расчетом показано, что усталостное повреждение в начале своего развития может быть надежно обнаружено при послеполетных осмотрах и (или) при проведении регламентов технического обслуживания наименьшей периодичности;
П 2 = 1,2 во всех остальных случаях.
Величина коэффициента П 3, учитывающего достоверность данных о повторяемости нагрузок, действующих на ВС, принимается равной:
П 3 = 1,0, если используются надежные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок, полученные на данном типе ВС (или для характеристик атмосферной турбулентности на ВС с параметрами, близкими к рассматриваемому) за сравнительно большой период эксплуатации, и учтены возможные различия в нагружении, связанные с особенностями эксплуатации, географическими условиями, протяженностью трасс;
П 3 = 1,5, если используются осредненные экспериментальные материалы о повторяемости нагрузок без анализа возможных различий в нагружении отдельных групп или экземпляров ВС.
В зависимости от степени учета возможных различий в нагруженности величина П 3 по результатам специального анализа может быть принята в диапазоне 1 < П 3 < 1,5;
П 3 = 2, если используются материалы о повторяемости нагрузок, полученные на основе приемлемого расчетного метода.
При использовании способа оценки повторяемости нагрузок, приводящего к заведомо завышенным ее значениям, величина коэффициента может быть снижена вплоть до величины П 3 = 1.
Величина коэффициента П 4, учитывающего разброс свойств выносливости, принимается в зависимости от числа испытанных идентичных конструкций.
При испытаниях на выносливость правый и левый конструктивные элементы считаются идентичными.
Если при испытаниях идентичных конструкций отношение максимального числа циклов (блоков) Nmax к минимальному Nmin при достижении одинакового состояния (до образования усталостного повреждения, до возникновения повреждения определенной величины, до полного или частичного разрушения отдельных конструктивных элементов) превышает значения, число испытываемых конструкций должно быть увеличено. При невозможности увеличения числа конструкций, а также при необходимости увеличения их числа сверх шести установление коэффициента П 4 проводится по результатам специального анализа.
Если идентичные конструктивные элементы не доведены до одинакового состояния (до образования усталостного повреждения, до возникновения повреждения определенной величины, до полного или частичного разрушения отдельных конструктивных элементов), определение среднего числа циклов (блоков) и выбор коэффициента должны проводиться по результатам специального анализа.
Если во время испытаний на выносливость разрушается или повреждается какой-либо конструктивный элемент, то его следует заменить новым или провести ремонт поврежденного места. Рекомендуется о замены (ремонта) после обнаружения повреждения провести нагружение до определенного приемлемого числа циклов с целью изучения длительности развития повреждения. Испытания должны продолжаться для выявления других критических мест конструкции и проверки эффективности ремонта. При этом наработка замененного или отремонтированного конструктивного элемента отсчитывается с начала его испытаний, а всей остальной конструкции - по суммарному объему испытаний.
Если замена или ремонт вызывают существенное изменение напряженного состояния в элементах остальной конструкции, эти изменения должны быть учтены соответствующим уточнением величин эквивалентов. При невозможности или ненадежности такого учета дальнейшие испытания таких элементов считаются незачетными.
340. Допустимая наработка конструкции в эксплуатации с учетом живучести (безопасного повреждения) определяется на основе лабораторных испытаний на выносливость и живучесть конструкции в целом, соответствующих расчетов выносливости, а также таких лабораторных испытаний на живучесть, которые по условиям нагружения и закрепления приближаются к условиям испытаний конструкции в целом.
Лабораторные испытания на живучесть (безопасность повреждения) проводятся с целью подтверждения того, что остаточная прочность конструкции при возможном ее усталостном повреждении или частичном (полном) разрушении отдельных конструктивных элементов сохраняет величину, необходимую для обеспечения безопасности полета. Места и степень повреждений, создаваемых при лабораторных испытаниях на живучесть, определяются в зависимости от конкретного типа конструкции и возможности обнаружения повреждения в эксплуатации с учетом контролепригодности конструкции и скорости развития повреждений под действием переменных нагрузок, ожидаемых в эксплуатации.
Минимальная допустимая остаточная прочность при наиболее неблагоприятном возможном расположении повреждения (разрушения) по отношению к неповрежденной части конструкции должна соответствовать нагрузке в диапазоне от 0,67 Р р до Р р , где Р р - расчетная нагрузка соответствующего случая нагружения, определяющая необходимую прочность рассматриваемого места неповрежденной конструкции. Величина нагрузки в каждом конкретном случае определяется на основе специального анализа.
Для герметической части фюзеляжа должны быть рассмотрены следующие условия:
сочетание нагрузок случаев нагружения, величина которых принимается в указанном выше диапазоне, и избыточного давления в кабине P daa eca ;
сочетание эксплуатационного избыточного давления в кабине P Y eca = l,15 P daa eca и нагрузок, возникающих в горизонтальном полете на крейсерской высоте при выполнении наиболее неблагоприятного из типовых полетов.
При наличии обосновывающих экспериментальных материалов величины коэффициентов надежности П 4 для стадии развития усталостного повреждения могут быть снижены.
При наличии дополнительного анализа возможного взаимного расположения мест возникновения усталостных повреждений, скорости развития повреждений и надежности их обнаружения в эксплуатации, показывающего допустимость эксплуатации по техническому состоянию, как исключение может быть принято значение коэффициента надежности, меньшее чем П = 2.
После окончания лабораторных испытаний на выносливость и живучесть должна быть проведена полная проверка состояния конструкции, в том числе с использованием инструментальных методов контроля, с разборкой (расклепкой) неразъемных соединений с целью выявления возможных усталостных повреждений, обнаружение которых в процессе испытаний затруднено или не представляется возможным.
341. Рекомендуется, чтобы объем лабораторных испытаний на выносливость конструкции ВС, проведенных с удовлетворительными результатами, к моменту установления начального назначенного ресурса соответствовал не менее чем однократному (без коэффициента надежности) ресурсу до списания.
Величины нагрузок и их повторяемость в предполагаемых условиях эксплуатации ВС определяются на основе материалов по ВС аналогичных типов, результатов прогноза условий эксплуатации, данных по измерениям нагрузок в процессе проведенных летных испытаний и расчетов.
342. Назначенный ресурс последовательно (по этапам) увеличивается по мере выработки начального или очередного назначенного ресурса на основании:
уточнения характера и условий эксплуатации парка ВС;
уточнения, при необходимости, нагруженности агрегатов ВС по результатам специальных летных испытаний;
накопления статистики по повторяемости перегрузок в центре тяжести при полетах ВС данного типа;
результатов, в случае необходимости, дополнительных лабораторных испытаний на выносливость и живучесть (безопасность повреждений), в том числе конструкций с наработкой в эксплуатации;
опыта эксплуатации ВС данного типа.
Безопасность эксплуатации в пределах назначенных ресурсов должна контролироваться опытом эксплуатации всего парка и группы головных рейсовых ВС. В качестве ВС головной группы должны назначаться ВС, максимально опережающие по наработке остальной парк. Численность и состав группы головных ВС устанавливаются конкретно для каждого типа ВС.
На каждом ВС головной группы в повышенном объеме и непрерывно должен проводиться учет условий его эксплуатации, а также должны определяться условия нагружения на базе штатных и, в случае их установки, специальных средств.
На ВС головной группы в первую очередь должны использоваться наиболее эффективные методы оценки технического состояния, в том числе новейшие средства неразрушающего контроля целостности конструкции.
Одновременно с установлением увеличенных назначенных ресурсов должны быть определены и уточнены условия обеспечения безопасности полетов в пределах установленного ресурса, а именно:
определены места конструкции, подлежащие систематическому контролю в эксплуатации и при ремонтах, а также перечень замен и доработок конструкции с указанием сроков (периодичности) этих мероприятий;
обеспечен контроль условий эксплуатации ВС и их соответствие условиям, принятым при установлении очередного назначенного ресурса.
Глава 7. Системы ВС
Сноска. Заголовок главы 7 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Системы управления ВС
343. В параграфе 9 главы 6 и в параграфе 25 главы 13 настоящих Норм и в настоящей главе изложены требования к системам управления ВС относительно продольной, поперечной и вертикальной осей, к системам улучшения характеристик устойчивости и управляемости, балансировки ВС, а также к системам управления механизацией крыла.
344. Общие требования к функциональным, статическим и динамическим характеристикам систем управления. Системы управления должны обеспечивать характеристики управляемости, устойчивости и маневренности ВС в ожидаемых условиях эксплуатации в соответствии с требованиями параграфа 1 главы 4 настоящих Норм. При непреднамеренном выводе или самопроизвольном выходе ВС за эксплуатационные ограничения (вплоть до достижения предельных ограничений) не должно происходить такого ухудшения характеристик системы управления, которое препятствует возвращению ВС на предусмотренные Руководством по летной эксплуатации режимы.
345. Системы управления должны иметь статические и динамические характеристики, обеспечивающие, с учетом воздействия на системы управления нагрузок и вибраций, выполнение требований параграфа 5 главы 5 настоящих Норм.
346. Системы управления должны работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование.
347. Деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению запаса по отклонению органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления в ожидаемых условиях эксплуатации и при воздействии функциональных отказов, не отнесенных к практически невероятным.
Параграф 2. Надежность систем управления
348. Рассматривается любой один отказ в каждом канале управления (тангаж, крен, курс), включая взаимодействующие системы, за исключением отказов типа механического заклинивания, рассоединения и разрушения, которые оговорены особо. После одного такого отказа, характеристики устойчивости, управляемости и маневренности должны оставаться в пределах, установленных параграфе 10 настоящей главы, главы 4 настоящих Норм для нормального полета.
349. Рассматривается любая комбинация двух последовательных отказов, не отнесенная к практически невероятному событию. После двух таких отказов допустимо такое ухудшение характеристик устойчивости, управляемости и маневренности, при которой обеспечивается безопасный переход на другие режимы и продолжение полета ВС на этих режимах, включая безопасное его завершение. При этом не должно возникнуть ситуации хуже аварийной.
350. Рассматривается любое заклинивание, рассоединение или разрушение подвижных элементов систем управления, если не показано, что такой отказ практически невероятен. В том случае, если рассматриваемый отказ отнесен к категории более частой, чем "практически невероятный", должно быть показано, что сохранится возможность завершения полета в условиях ситуации не хуже аварийной.
351. На основании анализа отказов и испытаний должны быть определены:
степень влияния отказов на характеристики устойчивости, управляемости и возмущения, создаваемые ими в движении ВС, и на характеристики системы управления;
действия экипажа, необходимые для парирования отказов;
области безопасных режимов полета при различных отказах.
352. Для выполнения требований рекомендуется следующее:
применение резервирования, при котором обеспечивается: разделение функциональной системы, агрегата, элемента на независимые подсистемы, элементы, выполняющие идентичные функции; способность системы, агрегата, элемента выполнять заданные функции при отказе части подсистем, элементов, агрегатов; возможность перехода на другие режимы, на которых повышается безопасность полета при наличии отказов в системе управления;
исключение возможности возникновения в момент отказа подсистемы, агрегатов, элементов возмущений на выходе систем управления, которые могут вызвать превышение ВС установленных ограничений и не могут быть парированы экипажем;
применение системы контроля, обеспечивающей: контроль состояния систем управления во время предполетной проверки и непрерывный контроль в полете; при необходимости - автоматическое отключение отказавших подсистем, элементов, агрегатов; необходимое извещение экипажа через средства сигнализации об отказах в системах управления и при необходимости выдачу инструкции экипажу по пилотированию ВС в условиях воздействия опасных отказов;
обеспечение высокой надежности элементов систем управления, особенно элементов, образующих в системе "общие точки".
353. Для деталей подвижных соединений и механизмов, отказ которых может привести к ситуации хуже аварийной, должны быть определены предельные величины износов и предусмотрены методы и средства контроля величины износа в эксплуатации.
Параграф 3. Бустерное управление
354. При применении на ВС бустерного управления должно быть обеспечено выполнение требований, установленных настоящими Нормами.
355. На ВС с необратимым бустерным управлением без перехода на безбустерное управление питание силовых приводов органов управления должно осуществляться от независимых гидравлических или электрических подсистем.
Рекомендуется чтобы, по крайней мере, одна подсистема обеспечивала питанием только гидравлические агрегаты систем управления.
Параметры системы питания должны быть выбраны таким образом, чтобы обеспечивались полет и посадка ВС при отказе, как минимум, любых двух подсистем питания, при этом ситуация допускается не хуже аварийной.
Распределение источников гидравлического и электрического питания на двигателях ВС должно выполняться с учетом отказа минимального числа систем питания при отказе любого двигателя.
При отказе всех двигателей управление ВС должно обеспечиваться в соответствии с требованиями. Если при этом не обеспечивается электрическое и (или) гидравлическое питание для управления ВС, то должны быть предусмотрены аварийные источники питания, не связанные с вигателями.
356. При применении на ВС необратимого бустерного управления с переходом на аварийное безбустерное управление при отказе бустерной системы должны быть обеспечены:
сохранение в течение 20-10 секунд практически неизменного режима полета, предшествовавшего отказу;
возможность перевода ВС на режим полета, допускающий аварийное безбустерное управление;
при необходимости синхронное отключение привода и загрузочного устройства;
надежное ограничение максимальных усилий, возникающих на штурвале и педалях управления в момент перехода;
усилия на штурвале и педалях от трения и демпфирования принеработающем силовом приводе, не превышающие усилий, указанных пункте 119 настоящих Норм.
Параграф 4. Системы улучшения характеристик устойчивости,
управляемости ВС и ограничения предельных режимов
357. В случае применения на ВС автоматических систем улучшения характеристик устойчивости и управляемости и ограничения предельных режимов, они должны отвечать требованиям настоящих Норм.
В случаях, когда безопасность полета не может быть обеспечена без автоматических систем, отказ этих систем должен относиться к практически невероятным событиям.
358. В случае применения на ВС систем ограничения предельных режимов, воздействующих на рычаги и органы управления, должна быть предусмотрена возможность, в случае отказа этих систем, их "пересиливания" пилотом, при этом усилия пересиливания должны быть выбраны с учетом требований пунктов 85, 86 настоящих Норм.
Параграф 5. Система балансировки
359. Скорости и диапазоны перемещения триммерных механизмов, управляемого и переставного стабилизатора от систем ручной и автоматической (не относящейся к автопилоту) балансировки должны быть ограничены значениями, при которых обеспечивается:
нормальное, без раскачки, пилотирование ВС пилотом;
исключение возможности возникновения ситуации хуже, чем усложнение условий полета, в случае любого отказа в системах управления триммерными механизмами, управляемым и переставным стабилизатором.
Если диапазоны перемещения триммерных механизмов и стабилизатора таковы, что при отказе триммерных механизмов или стабилизатора в крайнем положении или при отказе их систем управления, в том числе вызывающих перемещение их в крайнее положение, не обеспечивается парирование отказа одним пилотом, продолжение полета и выполнение посадки, такие отказы системы управления триммерами и стабилизатором должны относиться к практически невероятным событиям.
Параграф 6. Электродистанционная система управления
360. Конструкция системы электродистанционного управления рулями ВС должна отвечать требованиям настоящих Норм. Не обеспечивающая выполнение требований параграфе 1 настоящей главы, главы 7 настоящих Норм электродистанционная система управления должна быть резервирована механическим управлением.
361. При переходе с электродистанционного управления на механическое резервное управление величины усилий на рычагах управления не должны превышать величины, указанные в настоящих Нормах. При этом должна исключаться возможность возникновения аварийной ситуации.
362. Электрическое питание электродистанционной системы управления, если она не резервирована механическим управлением, должно иметь резервирование, исключающее полное (даже кратковременное) обесточивание.
363. Электродистанционная система управления, использующая слаботочные сигналы (если она не резервирована механическим управлением), должна сохранять работоспособность в условиях различного рода внешних воздействий (например, электромагнитных полей, статических разрядов, ударов молний, вибраций).
Параграф 7. Системы управления закрылками, предкрылками и
аэродинамическими средствами торможения
364. Системы управления закрылками, предкрылками и аэродинамическими средствами торможения должны отвечать требованиям настоящих Норм. Указатели и (или) сигнализаторы положения закрылков и предкрылков рекомендуется располагать вблизи рукояток управления закрылками и предкрылками. Указатели должны иметь отметки рекомендуемых положений.
365. Скорость отклонения закрылков и предкрылков должна быть ограничена значением, исключающим возможность возникновения особой ситуации при их выпуске и уборке.
366. Движение закрылков и предкрылков на противоположных крыльях должно быть синхронизировано, если при несимметричном их отклонении возникает особая ситуация. При применении средств синхронизации должны предусматриваться меры, исключающие возможность возникновения ситуации хуже аварийной при любом отказе в средстве синхронизации, приводящем к несимметричному отклонению закрылков и предкрылков.
367. При применении электродистанционных систем для управления закрылками, предкрылками и аэродинамическими средствами торможения при одном или двух последовательных отказах в этих системах не должно происходить самопроизвольного отклонения поверхностей управления, приводящего к ситуации хуже аварийной.
Параграф 8. Элементы системы управления
368. Размещение механизмов, тяг, тросов, цепей и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями и трения подвижных деталей системы управления об элементы конструкции ВС, а также попадание в систему посторонних предметов. Должны предусматриваться меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления.
369. В системах управления рулями, элеронами, интерцепторами и стабилизатором должна предусматриваться возможность контроля длины винтовой нарезки и глубины завинчивания тендеров тросов и регулируемых тяг.
370. Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы изменения в натяжении тросов во всем рабочем диапазоне их перемещения в ожидаемых условиях эксплуатации не ухудшали характеристик управляемости ВС.
371. Ролики и барабаны тросовой системы должны быть снабжены предохранительными устройствами, предотвращающими сход тросов. Каждый ролик должен находиться в плоскости троса в пределах не более + 3 0 для исключения трения троса о реборду ролика.
372. Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки. Ограничители углов отклонения органов управления должны располагаться вблизи рулевых поверхностей или на бустерах.
373. Если ВС имеет устройство для стопорения рулей, элеронов и стабилизатора (при управляемом и переставном стабилизаторе) при стоянке его на земле, должны быть исключены возможность вылета ВС с застопоренными рулями, элеронами и стабилизатором, а также самопроизвольное включение устройства в полете. В случае применения внешних устройств стопорения рулей (например, струбцин) также должны быть приняты меры, исключающие вылет ВС с застопоренными рулями. На ВС с необратимым бустерным управлением демпфирование рулевых поверхностей при ветровых возмущениях на стоянке должно, как правило, обеспечиваться силовыми приводами.
374. Конструкция систем управления должна быть такой, чтобы исключалась возможность неправильного монтажа, сборки и регулировки при техническом обслуживании, а также неправильного функционирования.
375. Назначенный ресурс из условий функционирования в заявленных ожидаемых условиях эксплуатации систем управления ВС должен быть установлен по результатам лабораторных испытаний на стендах функционирования. Программы лабораторных испытаний должны учитывать условия функционирования систем.
Параграф 9. Испытания системы управления
376. Для оценки работоспособности и надежности работы системы управления должен быть проведен анализ возможных отказов в соответствии с требованиями. Анализ должен установить, что имеющиеся средства обеспечивают управление двигателями силовой установки и вспомогательной силовой установки во всех ожидаемых условиях эксплуатации. Кроме этого должны быть проведены испытания системы управления на стенде и на ВС.
377. Наземные и летные испытания системы управления на ВС должны включать:
1) оценку выполнения системой управления заданных функций;
2) оценку систем, контролирующих работу двигателя (приборы, сигнализаторы и указатели);
3) проверку ручного включения системы флюгирования лопастей воздушного винта;
4) оценку защитных устройств от ложного срабатывания системы автоматического флюгирования лопастей воздушного винта на турбовинтовом двигателе;
5) проверку работоспособности системы управления вспомогательной силовой установки при отборе от нее необходимой энергии для обеспечения работы соответствующих систем ВС.
Глава 8. Шасси
Сноска. Заголовок главы 8 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Эксплуатация шасси
378. Шасси ВС должно обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
1) управляемость ВС при разбеге, пробеге, рулении, маневрировании и буксировке;
2) возможность разворотов ВС на 1800 на взлетно-посадочных полосах аэродромов заданного класса;
3) амортизацию динамических нагрузок, возникающих при рулении, разбеге и пробеге.
379. Шасси и его створки должны автоматически надежно фиксироваться в выпущенном и убранном положениях таким образом, чтобы была исключена возможность самопроизвольного выпадения шасси и открытия либо закрытия створок при допустимых эксплуатационных перегрузках и складывания при движении ВС по земле, в том числе при его буксировке.
380. Шасси должны иметь устройство, позволяющее производить буксировку ВС с максимальной допустимой рулежной массой, оговоренной Руководством по летной эксплуатации, по искусственному покрытию или грунту с прочностью не менее допустимой (в зависимости от класса аэродрома).
381. Система уборки шасси должна иметь блокировку, исключающую возможность уборки шасси на земле.
382. Управление уборкой и выпуском всех опор шасси должно быть простым и осуществляться одним управляющим органом, имеющим фиксацию всех положений. Конструкция фиксирующего устройства управляющего органа должна исключать возможность непреднамеренных выпуска и уборки шасси. Количество элементарных операций, потребных для выполнения выпуска или уборки шасси, должно быть не более двух, включая перемещение предохранительного устройства.
383. Характеристики колес, тормозов и шип шасси должны соответствовать взлетно-посадочным характеристикам ВС и обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
1) длительные стоянки с заторможенными колесами и руление ВС с максимальной допустимой рулежной массой;
2) взлеты с максимально допустимыми взлетными массами и скоростью;
3) посадки с максимально допустимыми посадочными массами и скоростью при интенсивном торможении без перегрева элементов колес, тормозов и шин, имеющих температурные ограничения;
4) прерванные взлеты с максимальной допустимой взлетной массой при интенсивном торможении колес без их разрушения и воспламенения в процессе прерванного взлета;
5) посадки с отказавшей механизацией крыла, предусмотренные Руководством по летной эксплуатации, при интенсивном торможении колес без их разрушения и воспламенения в процессе выполнения пробега.
384. Конструкция колес и тормозов должна обеспечивать их работоспособность при попадании в тормоза воды, грязи и смазки (либо иметь надежную защиту от их попадания).
385. Характеристики тормозов в течение всего установленного назначенного ресурса тормоза и колеса должны обеспечивать выполнение требований настоящих Норм.
386. Колебания величин фрикционных усилий в тормозах и эксплуатационный дисбаланс колес и шин не должны вызывать вибрации конструкции ВС, приводящей к ухудшению условий работы экипажа.
387. Все тормозные колеса должны быть оборудованы сигнализаторами превышения предельных температур. Колеса с бескамерными шинами должны иметь устройства, предохраняющие шины от температурного разрушения.
388. При допустимом износе шин, указанном в Руководстве по технической эксплуатации, в ожидаемых условиях эксплуатации должны обеспечиваться характеристики управляемости и устойчивости ВС на земле, предусмотренные в настоящих Нормах.
389. ВС должно быть оборудовано системой для аварийного выпуска шасси и его фиксации в полностью выпущенном положении. Эта система должна быть сконструирована так, чтобы она могла надежно выполнять свои функции после отказа основной системы выпуска либо источников ее энергопитания.
390. ВС должно быть оборудовано сигнализацией о необходимости выпуска шасси, положения опор шасси и не фиксации хотя бы одной из опор шасси в выпущенном положении.
391. Сигнализация о необходимости выпуска шасси, если они не выпущены, должна осуществляться по двум каналам, работающим независимо друг от друга:
по скоростному каналу, работающему при достижении заданной скорости полета и меньше и;
при положении рычагов управления двигателями всех двигателей ниже заданного.
Величина заданной приборной скорости должна устанавливаться применительно к каждому конкретному типу ВС и обеспечивать срабатывание сигнализации при заходе на посадку на ВС с не отклоненной посадочной механизацией с учетом возможных вариаций посадочной массы, погрешностей датчика скорости и отклонений в технике пилотирования. Верхний предел заданной скорости должен определяться исключением возможности ложного срабатывания сигнализации в полете по кругу. Заданное положение рычагов управления вигателями для каждого конкретного типа ВС должно исключать срабатывание сигнализации в процессе взлета и ухода на второй круг, в о же время это положение должно обеспечивать срабатывание сигнализации при заходе на посадку с одним (двумя) неработающим двигателем, на ВС с двумя и тремя (четырьмя) двигателями соответственно, по каналу посадочной механизации, работающему в процессе отклонения посадочной механизации (при наличии управляющего сигнала в канале выпуска посадочной механизации).
392. Световая сигнализация о необходимости выпуска шасси и не фиксации хотя бы одной из опор шасси в выпущенном положении должна осуществляться световым табло "Шасси выпусти" (категория предупреждающих сигналов) в проблесковом режиме работы. При наличии на ВС централизованной системы сигнализации световое табло "Шасси выпусти" должно работать в постоянном режиме и располагаться на общей панели предупреждающих сигналов. При оборудовании ВС блоком речевых команд рекомендуется в качестве звуковой сигнализации предусмотреть команду "Шасси выпусти".
393. Световая сигнализация о положении шасси должна осуществляться светосигнализаторами выпущенного положения каждой опоры шасси (категория уведомляющих сигналов) и промежуточного положения каждой опоры шасси (категория предупреждающих сигналов). При фиксации каждой опоры шасси в убранном положении световая сигнализация о положении шасси должна отсутствовать (светосигнализаторы не должны светиться).
394. Цвет и яркость световых сигналов должны соответствовать требованиям настоящих Норм. Должны быть предусмотрена возможность контроля ламп светосигнализаторов и светового табло "Шасси выпусти", а также возможность замены перегоревших ламп и предохранителя в полете и обеспечено электропитание сигнализации шасси от бортового аварийного источника.
Параграф 2. Системы торможения колес ВС
395. Системы торможения колес ВС должны обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации:
1) надежное торможение колес при стоянке, рулении, маневрировании, пробеге, прерванном взлете, буксировке и перед страгиванием;
2) возможность одновременного, а также дифференцированного торможения тормозных колес основных опор шасси;
3) затормаживание колес всех опор шасси после отрыва (при необходимости);
4) фиксированное торможение ВС на стоянке.
396. В случае разрушения трубопроводов одного или нескольких тормозов колес величина утечки рабочей жидкости из гидросистемы должна ограничиваться таким образом, чтобы обеспечивалось сохранение работоспособности тормозов остальных колес.
397. Управление тормозами колес должно быть простым, удобным и не препятствовать выполнению других операций по управлению ВС.
398. Системы торможения колес должны приводиться в действие только перемещением управляющих органов (педалей, гашеток) без каких-либо подготовительных или контрольных операций за исключением перехода на режим форсированного торможения, при котором допускается одна дополнительная операция.
399. Передача управления тормозами от одного пилота к другому должна быть простой и не требовать никаких ручных переключений.
400. Должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность посадки ВС с заторможенными колесами, или должно быть показано, что посадка с заторможенными колесами не приводит к ситуации хуже сложной.
401. Система торможения колес должна быть резервирована так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации единичный отказ или разрушение любого элемента системы и источников ее энергопитания при использовании всех, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации средств торможения, не приводили к увеличению тормозного ути более чем в 1,5 раза при отказе на любой скорости, при которой допускается включение тормозов.
Резервирование может осуществляться применением независимых параллельно работающих систем либо, аварийной системой, имеющей изолированные (автономные) источники энергопитания.
402. В случае если источники энергопитания резервной системы торможения являются ограниченными, должно обеспечиваться количество полных торможений, достаточное для остановки ВС при пробеге и сруливания его с взлетно-посадочной полосы по методике, рекомендованной Руководством по летной эксплуатации.
403. Пользование резервной и аварийной системами не должно вызывать "юза" колес, приводящего к разрушению шин, во всем эксплуатационном диапазоне скоростей ВС на рулении, посадке и прерванном взлете.
404. Установившееся давление в тормозах колес при торможении, как от основной, так и от резервной систем при неработающей противогазовой автоматике должно быть приблизительно пропорционально рабочему ходу управляющих органов и прилагаемому к ним усилию.
Пользование управляющими органами системы торможения во всех предусмотренных режимах ее работы не должно требовать от пилота приложения чрезмерных усилий.
405. Для ВС всех типов время затормаживания и растормаживания колес от основной и резервных систем должно определяться из условий обеспечения приемлемых характеристик торможения и управляемости ВС на рулении и пробеге, а для ВС с неуправляемой передней опорой - и на разбеге. При этом максимальное время полного затормаживания и растормаживания колес не должно превышать 1,5 секунд в ожидаемых условиях эксплуатации.
После длительной стоянки перед выруливанием при температуре наружного воздуха ниже минус 30 0 для обеспечения требуемого быстродействия тормозной системы допускается ее прокачка включением тормозов.
406. Холостой ход управляющих органов систем торможения должен быть не более 25 % от общего хода и выбираться с меньшим, чем при начальном рабочем ходе, усилием.
407. В основной тормозной системе в наличии имеется противогазовое устройство, если не доказано, что при торможении не происходит разрушения шин и ухудшения характеристик управляемости ВС при движении по земле в ожидаемых условиях эксплуатации.
408. Система управления тормозами должна иметь контрольные приборы и сигнализацию, позволяющие удостовериться в исправности системы и информирующие экипаж о возникновении отказов.
Если предусмотрено автоматическое изменение режимов работы системы, не связанное с включением специальных рычагов управления или ступенчатых загружателей, должна предусматриваться световая сигнализация указанного изменения.
Параграф 3. Гидравлические и пневматические системы
409. Гидравлические и пневматические системы должны быть сконструированы таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации обеспечивалось надежное выполнение функций питания приводов, входящих в другие системы ВС, на всех режимах, на которых работа указанных приводов предусматривается.
410. Мощность источников давления гидравлических и пневматических систем должна быть достаточной для обеспечения работоспособности систем - потребителей при наиболее неблагоприятном сочетании их одновременной работы в соответствии с Руководством по летной эксплуатации. Когда часть этой мощности снимается с аккумулятора, его энергоемкость должна быть достаточной для выполнения потребного числа рабочих циклов (операций) с необходимыми интервалами времени между ними.
411. В кабине экипажа должны быть предусмотрены:
1) средства контроля давления в каждой системе;
2) сигнализация или средства контроля количества рабочей жидкости и давления наддува в гидробаке;
3) сигнализация об отказе каждой системы;
4) сигнализация (контроль) включения аварийных источников;
5) меры, исключающие превышение давления в системе на различных режимах работы (в том числе при переходных процессах, при тепловом объемном расширении жидкости или газа, при отказе любого из элементов системы, а также в процессе ее проверки) сверх давления опрессовки элементов системы.
412. Гидравлические и пневматические системы не должны вызывать пожара или взрыва на ВС и должны удовлетворять применимым к ним требованиям пожарной безопасности.
413. Для защиты агрегатов систем от отказов и неисправностей по причине загрязнения жидкости (газа) системы должны быть оборудованы фильтрами очистки с отсечными и перепускными устройствами. В пневмосистеме с источниками питания от компрессоров, кроме того, должны быть предусмотрены отстойники для удаления из газа воды и масла.
414. Элементы гидравлических и пневматических систем должны быть выполнены, установлены или (и) защищены таким образом, чтобы в случае утечки:
1) токсичная гидрожидкость или ее пары в установленной концентрации не могли проникнуть в кабины экипажа и пассажиров;
2) попадание нетоксичной жидкости в кабины экипажа и пассажиров не приводило к ситуации хуже усложнения условий полета.
415. Если гидронасос имеет привод от двигателя ВС, то любой возможный отказ гидронасоса, включая отказ из-за отсутствия рабочей жидкости, не должен приводить к нарушению работоспособности двигателя.
416. Гидравлические и пневматические системы должны быть выполнены по принципу резервирования. Кратность резервирования гидравлических и пневматических систем должна определяться требованиями, предъявляемыми к обслуживаемым ими потребителям, с целью обеспечения выполнения требований (в части питания потребителей).
417. Должны проводиться испытания агрегатов, соединительной арматуры и трубопроводов систем на герметичность, на прочность и плотность (опрессовка) и на разрушение, а также испытания системы на герметичность.
Агрегаты систем, подвергающиеся нагрузке, комбинированной из давления рабочего тела и из внешних нагрузок, должны испытываться с учетом последних.
Глава 9. Использования кислорода на ВС
Сноска. Заголовок главы 9 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Кислородные системы ВС
418. Для ВС с негерметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании того, что барометрическая высота в кабине равна высоте полета.
419. Для ВС с герметической кабиной количество кислорода и характеристики кислородного оборудования устанавливаются на основании предположения, что разгерметизация кабины случится на высоте и в пункте полета, которые являются самыми критическими с точки зрения необходимости в кислороде, и что после разгерметизации кабины ВС снизится без превышения его эксплуатационных ограничений до безопасной высоты и продолжит полет в соответствии с Руководством по летной эксплуатации, на высоте, позволяющей достигнуть места безопасной посадки с учетом остатка топлива.
После разгерметизации кабины барометрическая высота в кабине принимается равной высоте полета, если только не доказано, что отказное состояние, не отнесенное к практически невероятному, не приведет к выравниванию высоты в кабине с высотой полета. Достигаемая при этом максимальная высота в кабине, которая не должна превышать 12000 метров, принимается в качестве основания для сертификации и определения запаса кислорода.
В качестве доказательства невозможности выравнивания высоты в кабине с высотой полета принимаются материалы расчетов, стендовых и летных испытаний, представляемые изготовителем.
420. Кислородное оборудование предназначено:
для защиты экипажа, бортпроводников и пассажиров от кислородного голодания;
для защиты экипажа от действия на глаза и органы дыхания дыма, окиси углерода (угарного газа) или других вредных газов;
для профилактического питания кислородом экипажа;
для терапевтического питания кислородом пассажиров.
Параграф 2. Количество кислорода на воздушных судах
421. На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 метров до 3600 метров включительно кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 минут.
422. На ВС с негерметической кабиной и высотой полета выше 3600 метров (но не более 6000 метров) кислородом должны обеспечиваться все члены экипажа, принимающие участие в выполнении полета в соответствии с Руководством по летной эксплуатации в течение всего полета на этой высоте.
423. На ВС с герметической кабиной и высотой полета более 3000 метров для случая разгерметизации кабины должно быть предусмотрено кислородное питание, но не менее чем на 2 часа полета.
424. Для уменьшения утомляемости экипажа при продолжительности полета более 4 часов на ВС с герметичной и негерметичной кабинами должно быть предусмотрено профилактическое кислородное питание.
Запас кислорода определяется расчетом, исходя из того, что производится питание чистым кислородом в течение 10 минут через каждые два часа полета и перед снижением, со средней легочной вентиляцией - 10 л/мин.
Для ВС с герметической кабиной потребное количество кислорода рассчитывается только для первой половины продолжительности полета на максимальную дальность.
425. На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 3000 метров до 4200 метров включительно должно обеспечиваться кислородным питанием 10 % пассажиров от общего количества мест и все бортпроводники в течение той части полета на указанных высотах, которая продолжается более 30 минут.
На ВС с негерметической кабиной и высотой полета более 4200 метров до 4500 метров включительно должны обеспечиваться кислородным питанием 30 % пассажиров и все бортпроводники в течение всего полета на указанных высотах.
На ВС с негерметической кабиной и высотой полета выше 4500 метров (но не более 6000 метров) кислородным питанием должны обеспечиваться все пассажиры и бортпроводники в течение всего полета на этих высотах.
Количество кислорода, необходимое для каждого отдельного полета, должно, по меньшей мере, равняться количеству кислорода, рассчитанному на основании требований настоящих Норм, с учетом не вырабатываемого остатка кислорода, определяемого конструкцией оборудования.
На ВС герметической кабиной при высоте в кабине, определенной в соответствии с пунктом 459 настоящих Норм, кислородным питанием должны обеспечиваться:
1) все лица, находящиеся в пассажирской кабине, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 4500 метров;
2) не менее 30 % лиц, занимающих пассажирскую кабину, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 4200 метров до 4500 метров включительно;
3) не менее 10 % лиц, находящихся в пассажирской кабине, в течение всего полета после разгерметизации при высоте в кабине более 3000 метров до 4200 метров включительно.
При применении аварийной кислородной системы для пассажиров общее количество кислорода должно быть рассчитано на не менее чем 10 минут потребления всеми лицами, находящимися в пассажирской кабине, включая бортпроводников.
Для ВС с герметической кабиной должно быть обеспечено терапевтическое питание для 2 % пассажиров, но не менее одного пассажира в течение всего полета после разгерметизации кабины при высоте более 2400 метров. Питание должно обеспечиваться минимум от двух точек. При этом может учитываться запас кислорода, требуемый для защиты бортпроводников от дыма.
Параграф 3. Источники снабжения кислородом
426. Подача кислорода членам экипажа и пассажирам должна осуществляться от раздельных источников. В случае применения общего источника должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие резервирование необходимого количества кислорода для членов экипажа, находящихся на своих рабочих местах.
Для удовлетворения требований по обеспечению кислородным питанием экипажа и пассажиров могут применяться также переносные кислородные источники.
427. В случае применения химического источника кислорода (генератора) в стационарной системе или в качестве переносного он должен быть спроектирован и установлен в соответствии со следующими требованиями:
1) генератор должен быть пожаровзрывобезопасным;
2) должна быть предусмотрена возможность визуального отличия нормального (рабочего) состояния источника от состояния после срабатывания;
3) должно быть предупреждение о нагреве вследствие работы источника, если температура поверхности источника или устройств для его размещения и крепления, до которых может дотронуться член экипажа или пассажир, может достигать 400С и более.
Параграф 4. Кислородное оборудование для экипажа
428. Кислородное оборудование (регуляторы подачи, кислородные приборы, кислородные маски) членов экипажа должно быть легочно-автоматического типа с возможностью ручного переключения на смесь кислорода с воздухом и на чистый кислород. Должна также предусматриваться аварийная подача кислорода.
Кислородное оборудование каждого члена экипажа, находящегося на своем рабочем месте, во время полета должно находиться в состоянии полной готовности.
Каждый член экипажа, находящийся на рабочем месте, должен снабжаться кислородной маской, по возможности универсальной по размерам, плотно прилегающей к лицу, имеющей соответствующее крепление, удерживающее ее в нужном положении на лице.
Кислородная маска при ее использовании должна позволять:
члену экипажа без затруднений выполнять свои обязанности в полете;
вести внешнюю и внутреннюю радиосвязь.
На ВС с высотой полета до 9000 метров маска каждого члена экипажа должна находиться в таком месте и состоянии, которые позволяют ему достать ее со своего рабочего места и легко применить.
На ВС с высотой полета более 9000 метров у каждого члена экипажа должна находиться кислородная маска, которая с помощью одной руки может быть надета на лицо не более чем за 5 секунд.
429. На ВС на рабочих местах каждого члена экипажа должно быть установлено оборудование для защиты членов экипажа от воздействия на органы дыхания и глаза дыма, окиси углерода и других вредных газов во время исполнения своих обязанностей в кабине экипажа. Для этих целей для каждого члена экипажа должен быть предусмотрен запас кислорода не менее 300 литров, приведенных к расчетным условиям (давление 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар), температура 20 0 С).
Кислородная маска, используемая для защиты органов дыхания, должна отвечать требованиям и быть пригодной для ее применения с дымозащитными очками. Может также использоваться маска, закрывающая все лицо.
Очки и маска, предназначенные для защиты глаз, не должны препятствовать выполнению предписанных функций с точки зрения ограничения поля зрения, запотевания стекол, искажения рассматриваемых предметов и их цвета, а также должны позволять применять очки с диоптрийной коррекцией, имеющие оправу установленного образца.
Для перемещения в разгерметизированной кабине или задымленных отсеках должен быть предусмотрен переносной кислородный прибор (блок) легочного автоматического типа с источником, емкостью не менее 300 литров, приведенных к нормальным расчетным условиям (давление 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар), температура 20 0 С). Прибор (блок) должен быть оборудован дымозащитной маской, закрывающей все лицо, и размещен в кабине экипажа.
Параграф 5. Кислородное оборудование для пассажиров и
бортпроводников
430. Для защиты от кислородного голодания пассажиров на ВС должны применяться стационарные кислородные системы или переносное оборудование. При этом должны быть использованы кислородные маски непрерывной подачи, достаточно плотно прилегающие к лицу, имеющие простое крепление, удерживающее маску в нужном положении. Переносные кислородные приборы могут быть приспособлены для одновременного подключения к ним 2-4 масок.
На воздушных судах с герметической кабиной при высоте в кабине более 4500 метров, определенной в соответствии с пунктом 419 настоящих Норм, общее число кислородных точек (штуцеров и масок) должно превышать число мест на ВС не менее чем на 10 %. Кислородные точки должны располагаться вблизи каждого места пассажира, а также по возможности равномерно по всей кабине. После подачи масок они должны находиться в поле обзора и в зоне досягаемости пассажиров, находящихся на своих местах. В каждой туалетной и умывальной комнатах должно быть установлено по две кислородные точки.
Подача кислорода пассажирам после разгерметизации кабины производится следующим образом:
при высоте в кабине более 4200+300 метров все кислородные маски автоматически подаются, кислород подведен, но подачи нет. Подача кислорода начинается одновременно с надеванием маски; при высоте в кабине 4200+300 метров и ниже приведение в действие кислородных масок производится бортпроводником.
431. Терапевтическое питание пассажиров кислородом должно обеспечиваться с помощью переносных кислородных приборов (блоков) или кислородных точек стационарной системы.
432. Каждый бортпроводник, занятый оказанием помощи пассажирам после разгерметизации кабины, должен быть обеспечен маской с переносным кислородным прибором (блоком) с запасом кислорода не менее чем на 15 минут питания. Бортпроводники, на которых согласно Руководства по летной эксплуатации возложены функции оказания помощи пассажирам при задымлении кабины, должны быть дополнительно обеспечены дымозащитными масками. Прибор с подстыкованной к нему дымозащитной маской должен соответствовать требованиям настоящих Норм и должен быть установлен в месте, легкодоступном для бортпроводника.
Параграф 6. Безопасность использования и размещения кислородного оборудования на ВС
433. В стационарной кислородной системе должно быть предусмотрено устройство для стравливания кислорода из баллонов за борт в случае аварийного повышения давления при пожаре.
434. При размещении кислородного оборудования на ВС должны быть выполнены следующие требования:
элементы кислородного оборудования не должны располагаться в пожароопасной зоне и должны быть защищены от нагрева, распространяющегося за пределы такой зоны;
элементы кислородного оборудования должны устанавливаться таким образом, чтобы вытекающий наружу кислород, как при нормальной их работе, так и в случае поломки не мог вызвать воспламенения скопления масел, жидкостей или паров, имеющего место при нормальной работе, отказе или поломке какого-либо другого оборудования;
элементы кислородного оборудования должны быть удалены от элементов электрооборудования, содержащих негерметичные источники искрообразования;
источники кислорода и трубопроводы, соединяющие источники кислорода с перекрывными и редуцирующими устройствами, должны размещаться так, чтобы свести к минимуму возможность и опасность их разрушения при аварийной посадке.
Параграф 7. Эксплуатация кислородного оборудования
435. Конструкция кислородного оборудования и его размещение на ВС должны обеспечивать удобство пользования управляющими и контролирующими органами в полете и доступ к элементам кислородного оборудования при его обслуживании.
Источники кислорода, находящиеся на ВС, должны иметь устройства контроля запаса кислорода. Для контроля запаса кислорода в стационарных кислородных системах такие устройства должны быть расположены также в кабине экипажа.
436. Должно быть предусмотрено устройство, позволяющее членам экипажа контролировать подачу кислорода в маску.
437. Все кислородные маски должны быть приспособлены для легкой очистки и дезинфекции. Желательно, чтобы для кислородных масок членов экипажа эти операции могли быть выполнены с помощью специальной бортовой аптечки.
438. На воздушных судах оборудованных аварийной кислородной системой, перед полетом пассажирам должны быть сообщены и продемонстрированы правила и методы пользования кислородными масками. С этой целью на ВС должны быть предусмотрены демонстрационные маски и места их размещения.
Параграф 8. Герметические кабины, системы кондиционирования и
регулирования давления воздуха
439. Система кондиционирования воздуха должна соответствовать требованиям по расходу, давлению и скорости его изменения, температуре, влажности, газовому составу и скорости движения воздуха в кабине в ожидаемых условиях эксплуатации на земле, а также на всех этапах и режимах полета.
Требования распространяются на ВС как с герметическими, так и с негерметическими кабинами.
440. Воздух в кабине ВС, в том числе на выходе из системы кондиционирования воздуха, должен отвечать следующим санитарно-гигиеническим требованиям. Содержание окиси углерода не должно быть выше 20 мг/м3, окислов азота - 5 мг/м3, паров топлива (в пересчете на углерод) - 300 мг/м3, ароматических углеводородов - 5 мг/м3, паров и аэрозолей синтетических смазочных масел - 2 мг/м3, паров и аэрозолей минеральных смазочных масел 5 мг/м3, фторорганических соединений - 0,5 мг/м3 (в пересчете на фтористый водород), формальдегида - 0,5 мг/м3, альдегидов (суммарно) - 0,6 мг/м3. Средневзвешенная концентрация озона в воздушной среде кабины на высотах свыше 7000 м с продолжительностью полета до трех часов, включая время набора высоты и снижения, не должна превышать 0,2 мг/м3.
При продолжительности полета свыше трех часов средневзвешенная концентрация озона в воздушной среде кабины не должна превышать 0,1 мг/м3 за все время полета.
При совместном присутствии в воздухе кабины двух или нескольких веществ однонаправленного биологического действия сумма отношений фактических концентраций каждого из них по их предельно допустимым концентрациям не должно быть выше единицы. Не допускается присутствие других вредных веществ, влияющих на работоспособность и здоровье экипажа и пассажиров.
441. Наддув кабины должен осуществляться не менее чем от двух источников сжатого воздуха. При этом система кондиционирования воздуха должна состоять не менее чем из двух независимых подсистем. При выходе из строя одной из них или при прекращении подачи воздуха от 50 % источников сжатого воздуха температура в кабине не должна падать ниже +5 0 С и не должна превышать значений в зависимости от времени работы системы после возникновения отказа. При отказе 50 % источников сжатого воздуха должна обеспечиваться подача его от оставшихся источников ко всем потребителям.
442. Температура воздуха в кабине экипажа и в пассажирской кабине должна задаваться независимо. Изменение параметров воздуха, подаваемого в одну из них, не должно приводить к изменению параметров воздуха в другой. Указанное требование не применяются при одновременном выполнении следующих условий:
1) общий объем кабины экипажа и пассажирской кабины не превышает 23 м3;
2) система подачи воздуха в кабины и воздухообмена между ними обеспечивает температуру в кабинах экипажа и пассажиров, с разницей не более 30С;
3) экипажу обеспечена возможность регулирования температуры в кабине.
443. Система кондиционирования должна иметь запорные устройства включения и отключения ее от источников сжатого воздуха. Время аварийного отключения системы кондиционирования от источников сжатого воздуха не должно превышать 10 секунд.
444. Питание электрических приводов запорных устройств системы кондиционирования воздуха, агрегатов системы регулирования давления и распределителей, регулирующих температурный режим и подачу воздуха в кабину.
445. Размещение трубопроводов и агрегатов системы кондиционирования воздуха должно быть таким, чтобы при их возможном разрушении воздействие горячего воздуха с температурой более 200 0 С на элементы конструкции и другие системы ВС не приводило к ситуации хуже сложной.
446. Конструкция теплозвукоизоляции кабины ВС должна выполняться таким образом, чтобы максимально сократить скапливание в ней влаги. Должны быть приняты меры для предотвращения накопления влаги в фюзеляже.
447. Все агрегаты систем кондиционирования и регулирования давления должны быть работоспособны:
1) в условиях максимальных возможных вибраций в месте их установки (пункты 1248 - 1249 настоящих Норм);
2) при крайних значениях температуры рабочей среды в месте их установки (пункты 1248 - 1249 настоящих Норм);
3) при температуре и влажности окружающего воздуха в ожидаемых условиях эксплуатации и пункты 1248 - 1249 настоящих Норм.
448. При прекращении подачи воздуха от половины источников сжатого воздуха (наддува) в случае отказа последних или при выходе из строя половины подсистем системы кондиционирования, количество подаваемого воздуха на каждого пассажира должно быть не менее 12 кг/ч, а на каждого члена экипажа не менее 24 кг/ч.
449. Снижение относительной влажности воздуха в кабине не должно оказывать вредного воздействия на экипаж.
450. На всех этапах полета должно обеспечиваться поддержание в кабинах ВС установившейся температуры воздуха в пределах 17-25 о С.
Указанные значения температуры воздуха должны достигаться не более чем через 20 мин после взлета при условии наземной подготовки.
451. На земле в ожидаемых условиях эксплуатации при пониженных температурах наружного воздуха система кондиционирования воздуха должна обеспечивать температуру воздуха в кабинах не ниже +10 о С. При повышенных температурах наружного воздуха (более +33 о С) система должна обеспечивать снижение температуры в кабинах на 8 о С по сравнению с наружной. Не допускается сосредоточенная подача воздуха в кабину.
452. Температура отдельных поверхностей интерьера, до которых могут дотронуться пассажиры и члены экипажа, не должна превышать +50 о С или быть ниже +5 о С.
453. Температура горячего воздуха, подаваемого на обогрев кабин, на выходе из раздаточных устройств не должна превышать 100 о С (рекомендуемое значение 80 о С). С этой целью в системе должны быть предусмотрены устройства, исключающие подачу более горячего воздуха.
454. Система кондиционирования воздуха должна иметь средства сигнализации, предупреждающие экипаж о приближении или достижении эксплуатационных ограничений.
455. Для герметической кабины должны быть заявлены максимальное избыточное давление (положительное и отрицательное), допустимое любым ограничивающим давление устройством, максимальное эксплуатационное (рабочее) избыточное давление и максимальная высота полета. Эти ограничения должны быть указаны в эксплуатационной документации.
Под герметической кабиной подразумевается наддуваемый объем фюзеляжа ВС, в котором поддерживается избыточное, т.е. повышенное по отношению к внешней атмосфере, и регулируемое по определенной программе давление воздуха.
456. В ожидаемых условиях эксплуатации барометрическая высота в гермокабине не должна быть более 2400 метров во всем диапазоне высот полета.
457. Герметическая кабина, устройства подачи воздуха и система регулирования давления должны быть сконструированы таким образом, чтобы в случае их отказа или неисправности пассажиры не подвергались опасности, при этом:
1) высота в кабине не должна превышать 3000 метров после любого умеренно вероятного отказа;
2) высота в кабине не должна превышать 4500 метров после любого маловероятного отказа.
При этом должно быть показано, что, применяя предусмотренные Руководством по летной эксплуатации процедуры, возможно уменьшить высоту в кабине до 2400 метров на оставшуюся часть полета или обеспечить кислородное питание для находящихся на борту лиц и завершить полет.
458. При любых умеренно вероятных отказах системы кондиционирования воздуха и системы регулирования давления воздуха в гермокабине скорость изменения давления воздуха в гермокабине не должна превышать 5 мм рт. ст./с на повышение давления и 10 мм рт. ст./с на понижение.
459. На всех режимах полета, предусмотренных в Руководстве по летной эксплуатации, система регулирования давления воздуха в гермокабине должна автоматически ограничивать максимальное положительное избыточное давление при максимальной подаче воздуха в кабину и максимальный обратный перепад давления при отсутствии подачи.
460. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна обеспечивать экипажу возможность в особых ситуациях снизить избыточное давление в герметической кабине до величины, обеспечивающей безопасное открытие входных дверей, аварийных люков и форточек. Должна быть предусмотрена защита от непреднамеренного включения разгерметизации.
461. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна предотвращать в случае аварийной посадки ВС на воду попадание ее внутрь гермокабины через выпускные клапаны, если они расположены ниже ватерлинии.
462. Система регулирования давления воздуха в гермокабине должна иметь средства сигнализации, предупреждающие экипаж о приближении к эксплуатационным ограничениям по избыточному давлению в кабине и высоте в ней.
Глава 10. Аварийно-спасательные средства и аварийные выходы
Сноска. Заголовок главы 10 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Аварийно-спасательное оборудование
463. ВС должно быть оснащено комплексом бортового аварийно-спасательного оборудования, удовлетворяющим требованиям настоящих Норм, с целью сведения к минимуму возможности травмирования пассажиров и членов экипажа и обеспечения возможности их эвакуации в случае аварийной посадки ВС.
464. В зоне возможных перемещений головы, туловища и ног человека, зафиксированного в кресле, должны отсутствовать элементы конструкции и оборудования, которые могут его травмировать при воздействии перегрузок при аварийной посадке ВС.
465. Выступающие элементы конструкции и оборудования кабин ВС, которые могут травмировать людей, сидящих при взлете и посадке или передвигающихся по ВС в нормальном полете, на стоянке и при аварийной эвакуации, должны иметь закругленные обводы углов или мягкую обивку.
466. Если ВС разделено на отдельные кабины (салоны), ширина прохода между которыми меньше, то каждая кабина (салон) в отдельности должна удовлетворять требованиям пункта 418 настоящих Норм.
467. Все гражданские самолеты, на борту которых разрешен провоз более 19 пассажиров, оснащаются как минимум одним автоматическим аварийным приводным передатчиком системы КОСПАС – САРСАТ (ELT – сокращенная аббревиатура на английском языке), за исключением самолетов, сертификаты летной годности которых впервые выданы после 1 июля 2008 года и, которые оснащаются как минимум двумя ELT, один из которых является автоматическим.
Все гражданские самолеты, на борту которых разрешен провоз 19 или менее пассажиров, оснащаются как минимум одним ELT любого типа, за исключением самолетов, сертификаты летной годности которых впервые выданы после 1 июля 2008 года, и которые оснащаются как минимум одним автоматическим ELT.
Все гражданские вертолеты, выполняющие полеты в соответствии с летно-техническими характеристиками классов 1 и 2, оснащаются как минимум одним автоматическим ELT, а при полетах над водным пространством для выполнения авиационных работ, как минимум одним автоматическим ELT и одним аварийно-спасательным приводным передатчиком (ELT(S) – сокращенная аббревиатура на английском языке) на спасательный плот или спасательный жилет.
Все гражданские вертолеты, выполняющие полеты в соответствии с летно-техническими характеристиками класса 3, оснащаются как минимум одним автоматическим ELT, а при выполнении полетов над водным пространством на расстоянии от суши, превышающим предельную дальность полета в режиме планирования или безопасной вынужденной посадки, как минимум одним автоматическим ELT и одним ELT(S) на спасательный плот или спасательный жилет.
468. Все гражданские воздушные суда легкой и сверхлегкой авиации оснащаются как минимум одним ELT любого типа и/или переносными устройствами зависимого наблюдения системы глобального позиционирования.
Параграф 2. Кресла и средства фиксации
469. Для каждого человека, находящегося на борту ВС, должно быть предусмотрено кресло (сиденье) с соответствующими средствами фиксации.
Каждое кресло (сиденье), узлы его крепления к ВС, средства фиксации в нем человека и узлы их крепления к креслу (сиденью, конструкции ВС) должны быть спроектированы.
При этом масса пассажира и бортпроводника должна приниматься равной 80 кг, а члена экипажа - 90 кг.
Кресла (сиденья) пассажиров и бортпроводников должны быть установлены по направлению или против направления полета ВС. При установке кресел против направления полета ВС должна быть обеспечена опора для головы человека при аварийной посадке ВС.
Кресла всех членов экипажа должны быть оснащены поясными и плечевыми привязными ремнями. Кресла летного состава экипажа должны быть также оснащены механизмом автоматического стопорения плечевых привязных ремней.
Кресла бортпроводников должны располагаться около аварийных выходов, находящихся на уровне пола кабины.
Если количество бортпроводников превышает количество аварийных выходов, находящихся на уровне пола кабины, то остальные бортпроводники могут располагаться в любом другом месте пассажирской кабины, в зависимости от их функциональных обязанностей и распределения пассажиров в кабине.
470. Кресла пассажиров должны быть оснащены:
1) поясными привязными ремнями, или;
2) поясными и плечевыми привязными ремнями, или;
3) поясными привязными ремнями и энергопоглощающей опорой, поддерживающей туловище и голову человека.
471. Регулируемые, складываемые и поворотные кресла (сиденья) должны быть спроектированы так, чтобы в предписанных положениях они не перемешались в узлах крепления в условиях нагружения. Должна быть обеспечена фиксация этих кресел (сидений) при их установке в рабочее и нерабочее положения.
Параграф 3. Аварийные выходы для экипажа
472. В кабине экипажа ВС должны быть предусмотрены легкодоступные аварийные выходы для экипажа по одному на каждом борту фюзеляжа или в виде одного верхнего люка.
Подобные выходы можно не предусматривать на ВС с количеством пассажирских мест не более двадцати, если экипаж может воспользоваться аварийными выходами для пассажиров, расположенными в непосредственной близости от кабины экипажа.
473. Аварийные выходы для экипажа должны иметь размеры по проему не менее:
1) бортовые выходы - 480 x 510 миллиметров;
2) верхний люк - 500 х 510 миллиметров при прямоугольной форме или диаметр 640 миллиметров при круглой форме люка.
В качестве аварийных выходов для экипажа могут быть использованы форточки, если в их проем может быть вписан установленный аварийный выход.
474. На ВС должна быть предусмотрена дверь из кабины экипажа в пассажирскую кабину (вестибюль), которая должна:
1) открываться в сторону пассажирской кабины;
2) иметь замок, закрываемый из кабины экипажа;
3) иметь оптический "глазок", обеспечивающий обзор из кабины экипажа пространства перед закрытой дверью;
4) фиксироваться в открытом положении.
Параграф 4. Аварийные выходы для пассажиров.
Типы и расположение аварийных выходов
475. Типы и общее расположение аварийных выходов для пассажиров должны соответствовать требованиям, установленным в пункте 459 настоящих Норм.
476. В случае типа I, выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 610 миллиметров и высотой не менее 1220 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
Выход типа I должен располагаться на уровне пола кабины.
477. В случае типа II, выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 510 миллиметров и высотой не менее 1120 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
Выход типа II должен быть на уровне пола кабины, если он не расположен над крылом. При расположении выхода над крылом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола не более 250 миллиметров, а расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 430 миллиметров.
478. В случае типа III, выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 510 миллиметров и высотой не менее 910 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
Выход типа III должен располагаться выше уровня пола кабины, при этом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола кабины не более 510 миллиметров. При расположении выхода над крылом расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 690 миллиметров.
479. В случае типа IV, выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 480 миллиметров и высотой не менее 660 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины проема.
Выход типа IV должен располагаться над крылом, при этом его нижняя кромка внутри ВС должна находиться на высоте от пола кабины не более 740 миллиметров, а расстояние от нижней кромки выхода снаружи ВС до поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не должно превышать 910 миллиметров.
480. В случае подфюзеляжного выхода, выход представляет собой выход из пассажирской кабины через обшивку нижней части фюзеляжа. Размер и форма выхода данного типа должны соответствовать выходу типа I (при нормальном положении ВС на земле).
481. В случае выхода в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, выход представляет собой выход в хвостовой части фюзеляжа из пассажирской кабины через обшивку и открываемый хвостовой обтекатель (конус) фюзеляжа.
Выход данного типа должен соответствовать, как минимум, выходу типа III.
В случае типа А, аварийный выход может быть определен как выход типа А, если он удовлетворяет следующим требованиям:
1) выход должен иметь проем прямоугольной формы шириной не менее 1070 миллиметров и высотой не менее 1830 миллиметров с радиусом закруглений углов не более 1/6 ширины проема;
2) выход должен располагаться на уровне пола кабины;
3) если имеется только один продольный проход, то выход должен располагаться так, чтобы поток пассажиров направлялся к нему по продольному проходу, как из носовой, так и хвостовой частей пассажирской кабины;
4) от каждого выхода до ближайшего продольного прохода должен быть свободный поперечный проход шириной не менее 910 миллиметров;
5) если имеются два или более продольных проходов, то между ними должны быть свободные поперечные проходы шириной не менее 510 миллиметров, ведущие к поперечным проходам от ближайшего продольного прохода до аварийного выхода;
6) около каждого такого выхода должно быть предусмотрено, как минимум, одно кресло для бортпроводника;
7) около каждого выхода с обеих сторон поперечного прохода должны быть предусмотрены свободные места глубиной не менее 300 миллиметров и шириной не менее 600 миллиметров, для того чтобы члены экипажа могли оказывать помощь при эвакуации пассажиров, не уменьшая установленную в данном пункте ширину поперечного прохода;
8) каждый выход, расположенный не над крылом, для которого требуется вспомогательное средство, должен быть оснащен двухдорожечным аварийным трапом или эквивалентным средством, обеспечивающим эвакуацию людей двумя автономными потоками;
9) каждый выход, расположенный с превышением над крылом более 430 миллиметров, должен быть оснащен вспомогательным средством, для облегчения спуска эвакуирующихся на крыло.
482. Аварийные выходы над крылом, должны быть расположены таким образом, чтобы обеспечивался безопасный выход человека на крыло при нормальном положении ВС на земле и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.
483. Выходы, размеры которых превышают, независимо от того, прямоугольной они формы или нет, могут применяться в том случае, если:
1) проем выхода установленного типа может быть вписан в проем этого выхода;
2) основание проема этого выхода имеет плоскую горизонтальную поверхность шириной не менее ширины нижней кромки проема выхода установленного типа;
3) расстояние от нижней кромки этого выхода до пола кабины и поверхности крыла, на которую ступает человек при выходе, не превышает значения этих расстояний для выхода установленного типа.
484. Аварийные выходы для пассажиров необходимо располагать по длине фюзеляжа с учетом следующих факторов:
1) размещения пассажиров в кабине и обеспечения их беспрепятственного подхода к аварийным выходам;
2) предотвращения перемещений пассажиров через потенциально опасные зоны (горячих частей двигателей, вращающихся винтов).
485. Если требуется только по одному аварийному выходу на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа и не предусмотрен подфюзеляжный выход в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, то выходы на уровне пола должны располагаться в хвостовой части пассажирской кабины (если только другое их расположение не улучшает условия аварийной эвакуации пассажиров).
486. Если требуется более одного аварийного выхода на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа, то должно быть предусмотрено, как минимум, по одному выходу на уровне пола кабины с каждого борта фюзеляжа поблизости от носовой и хвостовой частей пассажирской кабины.
Параграф 5. Количество аварийных выходов
487. Минимальное количество и типы аварийных выходов для пассажиров с каждого борта фюзеляжа должны соответствовать количеству пассажирских мест на ВС.
488. При увеличении пассажировместимости ВС при его модификации или при создании ВС с максимальным количеством пассажирских мест свыше 179, но не более 299, количество и типы аварийных выходов, расположенных по одному на обоих бортах фюзеляжа.
Если в результате проведенных исследований и испытаний по эвакуации будет доказана возможность увеличения пропускной способности аварийного выхода при увеличении его размеров в пределах от размеров выхода типа I до размеров выхода типа А, то допускается увеличение количества пассажирских мест, приходящихся на каждый такой выход, в соответствии с результатами исследований и испытаний.
489. При количестве пассажирских мест свыше 299 каждый аварийный выход на борту фюзеляжа должен быть выходом типа А или типа I. На каждую пару выходов типа А, расположенных по одному на обоих бортах фюзеляжа, разрешается иметь не более 100 пассажирских мест, а на каждую пару выходов типа I - не более 45 пассажирских мест.
490. Если в дополнение к требуемым бортовым аварийным выходам предусмотрен подфюзеляжный аварийный выход или выход в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, обеспечивающий скорость эвакуации пассажиров не менее скорости эвакуации через выход типа III, когда ВС находится в положении, наименее благоприятном для эвакуации, соответствующем поломке одной или более стоек шасси, допускается увеличение количества пассажирских мест сверх пределов:
1) для подфюзеляжного выхода на 12 дополнительных пассажирских мест;
2) для выхода в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, имеющего проем в герметичной перегородке на уровне пола кабины высотой не менее 1530 мм и оснащенного вспомогательным средством на 25 дополнительных пассажирских мест;
3) для выхода в хвостовой части (конусе) фюзеляжа, имеющего проем в герметичной перегородке, соответствующий, как минимум, выходу типа III, верхняя кромка которого находится на высоте не менее 1420 мм от пола кабины, на 15 дополнительных пассажирских мест.
491. ВС, на которых расположение крыла не позволяет иметь аварийные выходы над крылом, вместо каждого выхода типа IV должен применяться выход, соответствующий, как минимум, выходу типа III.
492. Каждый аварийный выход в пассажирской кабине, установленный сверх минимального необходимого количества аварийных выходов, должен соответствовать требованиям настоящих Норм.
Параграф 6. Аварийные выходы при посадке на воду
493. Если аварийные выходы, предусмотренные на ВС, не отвечают требованиям настоящих Норм, то должны быть предусмотрены дополнительные аварийные выходы, удовлетворяющие этим требованиям.
494. На ВС с количеством 10 пассажирских мест и менее должен быть предусмотрен выход на каждом борту фюзеляжа, соответствующий, как минимум, выходу типа IV, нижняя кромка которого находится выше ватерлинии.
495. На ВС с количеством 11 пассажирских мест и более должен быть предусмотрен выход на каждом борту фюзеляжа, соответствующий, как минимум, выходу типа III, нижняя кромка которого находится выше ватерлинии. При этом на каждую группу пассажиров из 35 человек или часть такой группы должно быть предусмотрено не менее двух выходов (по одному на каждом борту фюзеляжа).
Если в результате проведенных исследований или испытаний будет доказана возможность улучшения условий эвакуации пассажиров при использовании выходов больших размеров или другим способом, то можно увеличить количество пассажиров, приходящихся на каждый выход.
496. Если боковые выходы не могут находиться выше ватерлинии, то они должны быть заменены равным количеством легкодоступных верхних аварийных люков размерами не менее размеров выхода типа III.
На ВС с количеством 36 пассажирских мест и менее, два боковых выхода типа III можно заменить одним верхним аварийным выходом.
Параграф 7. Устройство аварийных выходов
497. Каждый аварийный выход должен открываться изнутри и снаружи ВС. Аварийные выходы для экипажа в виде форточек могут открываться только изнутри ВС, если имеются другие аварийные выходы, расположенные в непосредственной близости от кабины экипажа и обеспечивающие легкий доступ в нее и эвакуацию из этой кабины.
498. Двери и крышки аварийных выходов должны, как правило, открываться наружу ВС. Двери и крышки, открывающиеся внутрь ВС, могут применяться только при наличии средств, предотвращающих скопление около двери или крышки внутри ВС такого количества людей, которое может помешать ее открытию.
Двери аварийных выходов должны автоматически фиксироваться в полностью открытом положении с обеспечением возможности последующей их расфиксации вручную.
499. Должна быть обеспечена возможность открытия каждого аварийного выхода при отсутствии деформации фюзеляжа:
1) с усилием не более 15 кгс, необходимым для приведения в действие средств (рукоятки) открытия выхода, при нахождении ВС на земле в нормальном положении и любом возможном положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси;
2) в течение не более 10 секунд от момента начала приведения в действие средств открытия выхода до момента его полного открытия.
500. Средства и способы открытия аварийных выходов должны быть простыми, удобными и одинаковыми для однотипных аварийных выходов. Открытие каждого аварийного выхода должно осуществляться одним человеком без применения вспомогательных приспособлений (инструмента, ключей, съемных ручек).
Приведение в действие средств открытия аварийных выходов должно осуществляться одной двумя простыми операциями.
501. Должны быть предусмотрены устройства для запирания каждого аварийного выхода в пассажирской кабине и предотвращения возможности его самопроизвольного открытия в полете, а также случайного открытия людьми, находящимися в ВС, и в результате отказа любого одного элемента запирающего устройства.
Члены экипажа (бортпроводники) должны иметь возможность визуального осмотра запирающего устройства, для того чтобы убедиться, что все аварийные выходы в пассажирской кабине полностью заперты.
Кроме того, в кабине экипажа должна быть предусмотрена сигнализация закрытого положения аварийных выходов.
502. Должны быть приняты конструктивные меры для снижения возможности заклинивания аварийных выходов в результате деформации фюзеляжа при аварийной посадке ВС.
503. Каждый аварийный выход, за исключением аварийных выходов, расположенных над крылом, нижняя кромка которого находится на высоте 1800 миллиметров и более от поверхности земли при нормальном положении ВС и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси, должен быть оснащен вспомогательным средством для обеспечения безопасного спуска пассажиров и экипажа на землю.
504. Вспомогательным средством каждого аварийного выхода для пассажиров должен быть самостоятельно поддерживающийся в рабочем положении аварийный трап или другое эквивалентное средство, которое должно:
1) автоматически вводиться в действие в процессе открытия аварийного выхода изнутри ВС. При этом на каждом аварийном выходе для пассажиров, который является также входной или служебной дверью, должны быть предусмотрены средства для предотвращения ввода их в действие при открытии двери изнутри и снаружи ВС в условиях обычной эксплуатации;
2) автоматически принимать рабочее положение в течение не более 10 секунд от начала открытия аварийного выхода;
3) обеспечивать безопасный спуск людей при нормальном положении ВС на земле и при разрушении одной или более стоек шасси;
4) самостоятельно принимать нормальное рабочее положение при скорости ветра до 13 м/с любого направления.
505. Вспомогательным средством для аварийных выходов экипажа может быть аварийный трап, аварийный канат или другое эквивалентное средство.
Аварийный канат должен:
1) иметь достаточную длину и диаметр не менее 15 миллиметров с узлами через 400 миллиметров по всей его длине;
2) крепиться над верхней кромкой проема аварийного выхода или около нее;
3) выдерживать вместе с узлами крепления статическую нагрузку 180 кгс.
506. От каждого надкрыльевого аварийного выхода для эвакуации людей должны быть предусмотрены пути, имеющие нескользкую поверхность, за исключением поверхностей закрылков, используемых для соскальзывания людей на землю.
Ширина пути эвакуации должна быть не менее 1070 миллиметров для аварийных выходов типа А и не менее 600 миллиметров для всех остальных аварийных выходов, за исключением случаев когда предусмотрены специальные средства для упорядочения движения эвакуирующихся людей.
507. Если то место крыла, на котором заканчивается путь эвакуации людей через надкрыльевые аварийные выходы, находится от поверхности земли на расстоянии 1800 миллиметров и более при нормальном положении ВС на земле с выпущенным шасси, то должно быть предусмотрено средство для облегчения спуска людей на землю.
Это средство должно обеспечивать безопасный спуск людей при нормальном положении ВС и любом возможном его положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.
Если путь эвакуации проходит по закрылку, то высота расположения его задней кромки должна измеряться при отклонении закрылка на минимальный посадочный угол, указанный в Руководстве по летной эксплуатации, в том числе и при особых случаях полета.
508. Кромки аварийных выходов, в том числе и форточек кабины экипажа, не должны иметь острых краев, выступов, представляющих опасность для пассажиров и экипажа при их аварийной эвакуации.
509. Если для открытия аварийного выхода применяются силовые приводы, то должна быть обеспечена возможность открытия выхода вручную.
510. Если аварийный выход оснащен предохранительным ограждением (лентой), то должны быть предусмотрены средства для ее фиксации в полете в положении, при котором она не перекрывает проем аварийного выхода.
511. Каждая входная дверь для пассажиров на борту фюзеляжа в пассажирской кабине должна классифицироваться как аварийный выход типов А, I и II и должна соответствовать требованиям, предъявляемым к аварийным выходам этого типа.
Если у такой двери установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован таким образом, чтобы после воздействия установленных нагрузок и при поломке одной или более стоек шасси трап не ухудшил условия эвакуации людей через этот выход.
512. В каждой двери и крышке аварийного выхода должны быть предусмотрены иллюминаторы или другие эквивалентные устройства, которые должны обеспечивать:
1) осмотр перед открытием аварийного люка поверхности земли, где должны находиться нижние концы установленных в рабочее положение вспомогательных средств для спуска людей на землю, при нормальном положении ВС;
2) освещение внутри фюзеляжа в светлое время суток подходов и проходов к аварийным выходам, средств открытия аварийных выходов, маркировки и аварийно-спасательного оборудования, размещенного около аварийного выхода.
Допускается использование иллюминаторов, расположенных в непосредственной близости от аварийного выхода, для освещения внутри фюзеляжа.
Параграф 8. Маркировка
513. На ВС должна быть предусмотрена маркировка всего комплекса аварийно-спасательного оборудования.
514. Маркировка и расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должны быть контрастны по отношению к фону и различимы на расстоянии, равном ширине кабины.
515. Расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должно быть обозначено надписью "Выход" (при необходимости - с указывающей стрелкой), видной пассажирам и экипажу при их подходе к выходу по продольному проходу с расстояния, равного ширине кабины.
Надписи должны располагаться:
1) для указания расположения выхода - над проходом около каждого аварийного выхода для пассажиров или в другом месте на потолке, если это более удобно, за исключением тех случаев, когда одна надпись служит для указания расположения более чем одного выхода, если каждый из этих выходов может быть легко обнаружен от этой надписи;
2) для обозначения аварийного выхода - над или рядом с каждым аварийным выходом для пассажиров, за исключением тех случаев, когда одна надпись служит для обозначения двух аварийных выходов, если оба они хорошо видны от этой надписи;
3) для указания аварийных выходов за перегородкой, разделяющей пассажирские кабины, - на каждой перегородке.
516. Для каждого аварийного выхода внутри ВС должны быть предусмотрены маркировка возле средства (ручки) открытия и инструкция по открытию выхода, которые должны выполняться:
1) для каждого аварийного выхода - в виде надписи на выходе или около него, которую можно прочесть с расстояния не менее 760 миллиметров. Кроме того, средства открытия аварийных выходов типов III и IV должны быть освещены с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м2. Если средства открытия этих выходов закрыты крышкой, то должна быть предусмотрена надпись с указанием о снятии крышки, освещаемая с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м2;
2) для каждого аварийного выхода типов А, I и II с механизмом, открываемым вращательным движением ручки в виде:
стрелки красного (или другого контрастного с фоном) цвета шириной не менее 20 миллиметров с основанием острия вдвое большей ширины, занимающей не менее 700 длины дуги с радиусом, который равен не менее 3/4 длины ручки;
слов "Открыто" и "Закрыто", написанных буквами красного (или другого контрастного с фоном) цвета, высотой не менее 25 миллиметров, горизонтально около острия и основания стрелки соответственно;
ограничительных черных или красных меток около слов "Открыто" или "Закрыто", показывающих соответствующие крайние положения ручки.
517. Каждый аварийный выход, открываемый снаружи, и средства его открытия должны иметь соответствующую маркировку снаружи фюзеляжа, показывающую его расположение и указывающую способ его открытия.
518. Наружная маркировка каждого аварийного выхода для пассажиров, расположенного на каждом борту фюзеляжа, должна включать цветную окантовку выхода шириной 50 миллиметров.
519. Каждая наружная маркировка, включая цветную окантовку выхода, должна контрастировать по цвету с окружающей поверхностью фюзеляжа так, чтобы ее можно было легко различить.
520. Если средства открытия аварийного выхода расположены только на одном борту фюзеляжа, то заметная маркировка с указанием этой особенности должна быть нанесена на другом борту фюзеляжа.
521. Около надкрыльевых аварийных выходов на поверхности крыла должны быть нанесены стрелки-указатели черного цвета прерывистыми линиями шириной 40 миллиметров на светлом фоне крыла, указывающие направление эвакуации людей, при этом отношение контрастности поверхности крыла и маркировки должно быть не менее 5:1.
522. Если снаружи фюзеляжа предусмотрены места вскрытия дополнительных аварийных выходов, то эти места должны быть обозначены уголками размерами 90 х 90 х 30 миллиметров с надписью "Вскрывать в этой зоне". Цвет уголков и надписей должен контрастировать с цветом фюзеляжа. Если расстояние между уголками превышает 2000 миллиметров, то между ними должны быть нанесены промежуточные метки размером 90 х 30 миллиметров.
523. Надписи, относящиеся к аварийно-спасательному оборудованию, внутри и снаружи ВС должны быть выполнены, как правило, на государственном и английском языках - черными буквами на белом фоне.
По соглашению между государством-изготовителем и государством регистрации надписи могут быть выполнены на двух других языках.
Основные надписи должны выполняться буквами высотой не менее 20 миллиметров на фоне высотой не менее 40 миллиметров, дополнительные поясняющие надписи - буквами высотой не менее 10 миллиметров на фоне высотой не менее 20 миллиметров.
Параграф 9. Аварийное освещение
524. На ВС должна быть предусмотрена система аварийного освещения, не зависящая от системы электроснабжения ВС.
525. Система аварийного освещения должна включать:
1) внутреннее аварийное освещение - освещаемую маркировку аварийных выходов и путей эвакуации, источники общего освещения кабин и освещения аварийных выходов;
2) наружное аварийное освещение.
526. Табло аварийных выходов должны удовлетворять следующим требованиям:
1) на ВС с количеством пассажирских мест 10 и более:
каждое табло должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 миллиметров на освещенном белом фоне и должно иметь площадь не менее 135 см2 , исключая буквы. Контраст между освещенными фоном и буквами должен составлять не менее 10:1. Отношение высоты букв к их толщине должно быть не более 7:1 и не менее 6:1. Начальная яркость фона должна быть не менее 85 кд/м2. Равномерность свечения фона должна быть не более 3:1;
каждое табло должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 миллиметров на освещенном белом фоне площадью не менее 135 см2 , исключая буквы. Табло должно иметь начальную яркость фона не менее 1,3 кд/м2;
2) на ВС или в пассажирских кабинах с количеством пассажирских мест менее 10 табло должны иметь надпись красными буквами высотой не менее 25 миллиметров на белом фоне высотой не менее 50 миллиметров. Табло должно иметь начальную яркость фона не менее 85 кд/м2;
3) все табло должны иметь внутреннее электрическое освещение или должны быть самосветящимися за счет неэлектрических средств. Цвета надписей и фона могут быть изменены на противоположные, если табло являются самосветящимися за счет неэлектрических средств.
527. Система общего аварийного освещения пассажирской кабины должна обеспечивать средний уровень освещенности не менее 0,55 люкса, измеряемый вдоль оси продольного прохода (или проходов) для пассажиров и поперечных проходов между продольными проходами на высоте подлокотников кресел с интервалом 1000 миллиметров, и уровень освещенности не менее 0,10 люкса внутри каждого интервала в 1000 миллиметров.
Продольным проходом для пассажиров является проход вдоль пассажирской кабины от самого переднего аварийного выхода для пассажиров или пассажирского кресла до самого заднего аварийного выхода для пассажиров или пассажирского кресла в зависимости от того, что расположено ближе к носовой или хвостовой частям пассажирской кабины.
528. Уровень освещенности каждого поперечного прохода, ведущего к каждому аварийному выходу, который находится на уровне пола, от продольного прохода до проема аварийного выхода должен быть не менее 0,22 люкса при измерении по линии, проходящей по середине прохода на высоте 150 миллиметров от пола.
529. Система аварийного освещения должна быть спроектирована с учетом следующих требований, за исключением случаев, при которых вспомогательные средства имеют собственное освещение:
1) источники внутреннего и наружного освещения должны включаться вручную из кабины экипажа и с того места в пассажирской кабине, которое легкодоступно с ближайшего кресла (сиденья) бортпроводника;
2) источники внутреннего и наружного освещения должны продолжать гореть (после их включения) или автоматически загораться при прерывании нормального электроснабжения, за исключением тех случаев, когда такое прерывание электроснабжения вызвано вертикальным разрывом и разделением фюзеляжа при аварийной посадке ВС. Должна быть предотвращена возможность непреднамеренного выключения тумблера (или другого привода) управления системой аварийного освещения;
3) в кабине экипажа должно быть сигнальное устройство, которое должно срабатывать, когда электропитание на ВС включено, а управляющее устройство системы аварийного освещения не включено.
530. Система наружного аварийного освещения должна обеспечивать освещенность:
1) на каждом надкрыльевом аварийном выходе:
не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг вне кабины;
не менее 0,55 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на минимальной ширине 1070 миллиметров для выхода типа А и 610 миллиметров для всех остальных аварийных выходов вдоль 30 % нескользкой части пути эвакуации, которая наиболее удалена от выхода;
не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг при нахождении ВС с выпущенным неповрежденным шасси;
2) на каждом ненадкрыльевом выходе, для которого не требуется вспомогательное средство для спуска людей, не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся сделает первый шаг при нахождении ВС с выпущенным неповрежденным шасси.
531. Вспомогательное средство для спуска людей на землю должно быть освещено таким образом, чтобы из ВС его можно было видеть в рабочем положении.
532. Если вспомогательное средство для спуска людей освещается системой наружного аварийного освещения, то уровень освещенности должен быть не менее 0,32 люкса (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательного средства, установленного в рабочее положение, при нахождении ВС, как в нормальном положении, так и в любом возможном положении, соответствующем поломке одной или более стоек шасси.
533. Если для освещения вспомогательного средства для спуска людей используется отдельная система освещения, которая не используется для освещения других вспомогательных средств, не зависит от системы аварийного освещения - ВС и автоматически приводится в действие при установке вспомогательного средства в рабочее положение, то эта отдельная система освещения:
1) не должна подвергаться повреждениям при укладке и размещении вспомогательного средства на ВС;
2) должна обеспечивать уровень освещенности.
534. Электроснабжение каждого элемента системы аварийного освещения должно обеспечивать требуемый уровень освещенности в течение не менее 10 минут после аварийной посадки ВС.
535. Если для питания системы аварийного освещения используются аккумуляторы, то они могут подзаряжаться от системы электроснабжения ВС при условии, что зарядная цепь спроектирована таким образом, чтобы предотвращалась возможность самопроизвольной разрядки аккумуляторов при повреждении зарядной цепи.
536. Элементы системы аварийного освещения (включая аккумуляторы, реле, лампы, переключатели) должны сохранять работоспособность после воздействия перегрузок при аварийной посадке ВС.
537. Система аварийного освещения должна быть спроектирована таким образом, чтобы после любого единичного поперечного вертикального разрыва (разъединения) фюзеляжа при аварийной посадке ВС:
1) выходило из строя не более 25 % всех аварийных электроламп, требуемых для данной кабины, кроме непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа;
2) электроосвещение каждой маркировки выходов продолжало действовать, кроме маркировок, непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа;
3) по крайней мере, одна из требуемых наружных электроламп аварийных выходов на каждом борту фюзеляжа продолжала действовать, кроме электроламп, непосредственно поврежденных при разрыве фюзеляжа.
538. В пассажирской кабине должны быть установлены световые табло с надписью "Застегнуть ремни. Не курить", выполненные на русском и английском языках красными буквами высотой не менее 20 миллиметров на белом фоне высотой не менее 40 миллиметров, которые должны быть видны с любого пассажирского кресла только при включенном табло, или на двух языках по соглашению между государством-изготовителем и государством регистрации.
Табло должно включаться из кабины экипажа.
Параграф 10. Проходы к аварийным выходам
539. Ширина продольных проходов в пассажирской кабине между креслами (при любом возможном положении кресла и его подвижных выступающих в проход элементов) должна быть не менее значений.
540. На ВС с одним продольным проходом в пассажирской кабине в любом одном ряду с каждой стороны прохода должно быть не более трех пассажирских мест (кресел, сидений).
На ВС с двумя и более продольными проходами в пассажирской кабине на каждый продольный проход должно приходиться не более трех пассажирских мест (кресел, сидений) в любом одном ряду с каждой стороны прохода.
541. Должны быть предусмотрены беспрепятственные проходы в перегородках между пассажирскими кабинами и поперечные проходы от каждого продольного прохода к каждому аварийному выходу типов I и II шириной не менее 510 миллиметров.
542. От каждого прохода должен быть предусмотрен поперечный проход к каждому аварийному выходу типов III и IV:
1) на ВС с количеством пассажирских мест 19 и менее - шириной не менее 305 миллиметров;
2) на ВС с количеством пассажирских мест 20 и более шириной не менее 380 миллиметров.
543. Проем каждого аварийного выхода не должен перекрываться креслами (при любом возможном положении кресла и его подвижных выступающих в проход элементов), сиденьями и другими выступающими элементами.
544. Около каждого аварийного выхода, оснащенного вспомогательным средством, должно быть предусмотрено свободное пространство шириной не менее 600 миллиметров и глубиной не менее 300 миллиметров для того, чтобы член экипажа мог оказывать помощь пассажирам при эвакуации, не уменьшая ширину прохода.
545. Ни в одной перегородке, разделяющей пассажирские кабины, не должны устанавливаться двери. В проходе между пассажирскими кабинами допускается наличие портьер, если они фиксируются в открытом положении и при этом не перекрывают проем прохода.
546. Пол всех проходов не должен иметь ступенек, а наклон плавных переходов пола не должен превышать 50. Покрытие пола проходов должно быть нескользким и закреплено так, чтобы оно не перемещалось при движении по нему людей.
547. Если для подхода к верхним аварийным выходам предназначено вспомогательное приспособление, то это приспособление должно постоянно находиться в рабочем положении или легко и быстро приводиться в рабочее положение одним человеком без применения инструмента.
548. Должны быть приняты меры, предотвращающие загромождение аварийных выходов и проходов к ним вследствие перемещения ручной клади в кабинах при аварийной посадке ВС в условиях нагружения.
Параграф 11. Дополнительное аварийно-спасательное оборудование
549. ВС должно быть оборудовано системой оповещения пассажиров, обеспечивающей передачу ясно слышимых сообщений на каждое пассажирское место, рабочее место бортпроводника, в кухни, туалеты и другие помещения, в которых могут находиться люди.
Система должна обеспечивать подачу сообщений с рабочих мест в кабине экипажа и старшего бортпроводника (ответственного за руководство эвакуацией пассажиров).
550. Если на ВС предусмотрены места бортпроводников, то ВС должен быть оборудован системой внутренней связи, работающей независимо от системы оповещения пассажиров и обеспечивающей двухстороннюю связь между кабиной экипажа и каждой пассажирской кабиной, а также каждым кухонным отсеком, расположенным выше или ниже уровня основной пассажирской кабины.
Средства связи должны быть установлены на таком количестве рабочих мест бортпроводников, чтобы обеспечивалось наблюдение с подобных мест за всеми аварийными выходами в пассажирской кабине, расположенными на уровне пола кабины.
Если на ВС отсутствуют бортпроводники, то должна быть предусмотрена возможность передачи информации из пассажирской кабины в кабину экипажа.
551. Экипаж должен иметь преимущество в вызове бортпроводников, сообщения из кабины экипажа должны перекрывать все другие сообщения. Линия связи должна автоматически переключаться на аварийное электропитание при обесточивании ВС.
552. В кабине экипажа (независимо от количества пассажирских мест) должен быть один портативный мегафон-громкоговоритель с автономным питанием.
В пассажирских кабинах с количеством пассажирских мест 20 и более должны быть подобные мегафоны-громкоговорители в количестве.
Все мегафоны-громкоговорители должны размещаться в легкодоступных местах, обозначенных соответствующей маркировкой (при наличии бортпроводников в кабине - рядом с их рабочими местами).
553. В кабине экипажа (независимо от количества пассажирских мест на ВС) должна быть аварийная аптечка со средствами оказания первой медицинской помощи в полете. В пассажирских кабинах должны быть подобные аварийные аптечки в количестве.
Все аптечки должны размещаться в легкодоступных местах, обозначенных соответствующей маркировкой (при наличии бортпроводников на ВС - рядом с их рабочими местами).
554. Для проведения полетов над пустынными, арктическими или тропическими районами на ВС должна быть предусмотрена возможность размещения снаряжения со средствами жизнеобеспечения людей и сигнализации, соответствующими условиям района, над которым осуществляется полет.
Для размещения и крепления этого снаряжения должны быть определены специальные места его расположения в соответствии с назначением.
555. В кабине экипажа должен быть один аварийный топор.
Параграф 12. Аварийно-спасательное оборудование ВС
при полетах над водными пространствами
556. При вынужденной посадке на воду ВС должно сохранять плавучее и устойчивое положение в течение времени, необходимого для аварийной эвакуации всех пассажиров и членов экипажа.
557. Для подтверждения возможности совершения вынужденной посадки ВС на воду и определения параметров нахождение его на плаву должны быть проведены соответствующие исследования по определению:
1) режимов и методов пилотирования ВС при вынужденной посадке на воду;
2) положения и времени нахождения ВС на плаву;
3) ватерлинии и расстояния от поверхности воды до нижней кромки аварийных выходов в допустимом диапазоне центровок ВС.
558. При полетах над водными пространствами на ВС с учетом требований пункта 476 должно быть следующее аварийно-спасательное оборудование:
1) при продолжительности полета менее 30 минут от берега индивидуальные спасательные плавсредства - спасательные жилеты для взрослых и детей по количеству пассажиров и членов экипажа, а также демонстрационные жилеты.
Жилеты должны размещаться под пассажирскими креслами и около рабочих мест членов экипажа и бортпроводников таким образом, чтобы обеспечивалась возможность их быстрого и легкого извлечения людьми, сидящими в креслах.
Количество и места размещения детских и демонстрационных жилетов устанавливаются в зависимости от количества и расположения пассажирских мест на ВС.
Жилеты пассажиров и членов экипажа не могут быть демонстрационными;
2) при продолжительности полета свыше 30 минут от берега, дополнительно к подпункту 1) настоящего пункта:
групповые спасательные плавсредства – надувные спасательные плоты (и аварийные запасы к ним со средствами жизнеобеспечения) в количестве, обеспечивающим размещение всех людей, находящихся на борту ВС, в случае потери одного плота наибольшей номинальной вместимости;
автоматические плавучие радиомаяки с характеристиками, которые должны быть размещены в легкодоступных местах около аварийных выходов, предназначенных для эвакуации при посадке на воду (вместе с плотами или около них).
559. Спасательные плоты и аварийные запасы должны размещаться около аварийных выходов, предназначенных для эвакуации при посадке на воду, таким образом, чтобы обеспечивалась возможность легкого и свободного доступа к ним и выброса из ВС каждого плота не более чем двумя человеками, а также, чтобы предотвращалась возможность непредвиденного повреждения и случайного наполнения плотов внутри ВС.
Спасательные плоты могут быть размещены вне кабины ВС, при этом обеспечиваются автоматический ввод их в действие с управлением из кабины экипажа (или рабочих мест бортпроводников) и возможность ввода их в действие вручную при отказе автоматической системы, а места их размещения обозначены маркировкой, поясняющей способ их использования.
560. Около каждого аварийного выхода, предназначенного для эвакуации при посадке на воду, должны быть скобы (ручки) для удержания плотов, аварийных запасов и аварийных радиомаяков. Скобы (ручки), как правило, должны устанавливаться сбоку от выхода и выдерживать нагрузку не менее усилия рассоединения разобщающего устройства привязного фала плота.
561. Если на ВС предусмотрены дополнительные средства аварийной сигнализации и связи, находящиеся вне аварийных запасов, то они должны быть размещены в легкодоступных местах и снабжены (на упаковке) маркировкой, поясняющей способ использования этих средств.
Параграф 13. Демонстрация аварийной эвакуации
562. До проведения демонстрации аварийной эвакуации должны быть завершены испытания всего комплекса аварийно-спасательного оборудования, в том числе каждого аварийного выхода.
563. На ВС с количеством пассажирских мест 11 и более должно быть продемонстрировано, что при максимальном заявленном количестве пассажиров и членов экипажа (включая бортпроводников) эвакуация всех людей из ВС на землю обеспечивается за 90 секунд.
Лица, эвакуирующиеся из ВС с использованием наземного помоста или трапа, считаются находящимися на земле, когда они достигнут основания помоста или нижней части трапа.
Демонстрация должна проводиться при следующих условиях:
1) в темное время суток или в светлое время суток в искусственно созданных условиях ночной темноты. При этом должны использоваться только система аварийного освещения, аварийные выходы с одного борта фюзеляжа или 50 % всех равноценных аварийных выходов и предназначенное для этих выходов бортовое аварийно-спасательное оборудование при нормальном положении ВС на земле;
2) все аварийно-спасательное оборудование должно быть установлено в соответствии с принятым перечнем для данного типа ВС;
3) каждая наружная дверь и выход и каждая внутренняя дверь или портьера должны находиться в положении, соответствующем нормальному взлету;
4) поясные и плечевые ремни должны быть застегнуты;
5) состав пассажиров должен быть следующим:
не менее 40 % женщин;
5 % лиц старше 60 лет с пропорциональным количеством женщин;
6) лица, имеющие опыт в обращении с выходами и аварийным оборудованием, могут быть использованы при демонстрации в качестве членов экипажа. Эти лица должны находиться на местах членов экипажа, предписанных для них при взлете и посадке, и никто из них не должен сидеть рядом с аварийным выходом, если только это место не является местом, предписанным для данного члена экипажа во время взлета и посадки. Они должны оставаться на предписанных местах до получения сигнала о начале эвакуации и эвакуироваться через аварийные выходы, через которые эвакуируются пассажиры;
7) перед началом демонстрации аварийной эвакуации не разрешается проводить репетиции или тренировки пассажиров. Допускается только ознакомление пассажиров с расположением аварийных выходов и инструкцией по безопасности для пассажиров;
8) для эвакуации людей с крыла на землю можно использовать наземный помост или трап при условии, что скорость спуска по ним не превышает скорости спуска по средствам, входящим в состав аварийно-спасательного оборудования;
9) все лица, эвакуирующиеся из ВС через выходы, расположенные не над крылом, должны эвакуироваться при помощи средств, являющихся частью оборудования ВС;
10) должна быть проведена демонстрация эвакуации экипажа из кабины экипажа (отдельно от эвакуации пассажиров) в условиях, оговоренных в данном пункте.
564. Демонстрацию аварийной эвакуации не повторять после увеличения количества пассажирских мест не более чем на 5 % по сравнению с количеством мест, для которого ранее были проведены испытания по эвакуации, если путем анализа можно подтвердить, что все пассажиры ВС могут эвакуироваться в течение не более 90 секунд.
Параграф 14. Инструкция по безопасности для пассажиров
565. Для каждой основной компоновки ВС должна быть составлена инструкция по безопасности для пассажиров, в которой указываются:
1) пути эвакуации людей из ВС при аварийной посадке на сушу и на воду;
2) расположение и маркировка аварийно-спасательного оборудования и мест вскрытия фюзеляжа;
3) расположение и способы открытия аварийных выходов изнутри ВС, а при необходимости и снаружи ВС;
4) способы использования надувных спасательных жилетов, а при необходимости и других групповых и индивидуальных спасательных плавсредств;
5) способы ввода в действие надувных аварийных трапов и других эквивалентных средств и их использования для эвакуации;
6) расположение кресел пассажиров или зон их установки и проходов между ними;
7) при необходимости расположение и способы использования кислородных масок.
Глава 11. Двигатель
Сноска. Заголовок главы 11 в редакции приказа Министра индустрии и инфраструктурного развития РК от 05.07.2019 № 485 (вводится в действие с 01.08.2019).
Параграф 1. Конструкция двигателя
566. Двигатель вместе с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного ресурса и срока службы отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час наработки двигателя как события практически невероятные. Подтверждение выполнения этого требования должно проводиться на основе анализа конкретной схемы и реальной конструкции, материалов статистической оценки надежности подобных конструкций за длительный период эксплуатации, а также результатов испытаний данной конструкции.
567. При ожидаемых условиях эксплуатации как на установившихся режимах, так и при переменных процессах (допускаемых конструкцией двигателя и его автоматики) в двигателе не должен возникать помпаж компрессора. Помпаж, возникающий в полете в результате непредвиденных факторов (появление маловероятной неисправности, возможные ошибки экипажа), не должен приводить к отказам двигателя с опасными последствиями.
568. Двигатель должен быть спроектирован так, чтобы возможное при эксплуатации попадание в него посторонних предметов (птиц, воды, дождя, кусков льда и града) не вызывало последствий, при условиях, регламентированных требованиями этого пункта.
569. Двигатель и его агрегаты должны быть спроектированы и изготовлены так, чтобы была обеспечена возможность осмотра, технического обслуживания и замены деталей, агрегатов и других элементов конструкции двигателя в эксплуатации в соответствии с Руководством по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания двигателя.
570. В целях пожарной защиты двигателя, на двигателе должны быть предусмотрены:
1) конструктивные меры, предупреждающие возникновение и распространение пожара;
2) система обнаружения перегрева (пожара);
3) дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и их паров в тех местах на двигателе, где возможно их возгорание;
4) устройства экстренного выключения двигателя.
На двигателе должны быть выполнены огнестойкими или защищены от воздействия высоких температур следующие элементы:
элементы органов системы управления выключением двигателя;
трубопроводы или емкости (баки), содержащие топливо, масло или их пары и рабочую жидкость гидросистемы;
электропровода системы управления органами средств выключения двигателя и других систем, которые признаны необходимыми для обеспечения контроля за двигателем во время пожара и после пожара;
воздухопроводы, разрушение которых от действия высокой температуры при пожаре может привести к подаче воздуха в мотогондолу;
трубопроводы и распылительные устройства системы пожаротушения.
Применение в компрессорах двигателя деталей из сплавов на основе титана может быть допущено, если максимальные возможные температуры деталей из этих сплавов не превышают предельных значений:
500 0 С - для рабочих лопаток;
330 0 С - для лопаток направляющих аппаратов;
300 0 С - для внутренних оболочек корпусов и лабиринтов.
Указанная предельная температура для деталей из сплавов титана не распространяется на лабиринты, расположенные на барабанах и дисках ротора под лопатками направляющих аппаратов, если сопрягающиеся детали изготовлены из различных материалов (например, консольные лопатки или внутренние кольца под направляющим аппаратом - из стали, ротор - из титана).
Конструкция компрессора с деталями, изготовленными из сплавов на основе титана, должна удовлетворять следующим требованиям:
исключать возможность трения титановых деталей между собой в нормальных условиях эксплуатации, а также в результате нарушения осевых и радиальных зазоров между статорными и роторными элементами;
иметь внутренние оболочки корпусов и лопатки направляющих аппаратов из стальных или никелевых сплавов, если не выполнено условие.
Двигатели должны быть оборудованы системой подачи огнегасительного вещества во внутренние масляные полости в том случае, если анализом конструкции и опыта доводки двигателя, а также опыта эксплуатации прототипов показано, что пожар во внутренних масляных полостях может возникнуть и при этом не может быть ликвидирован путем выключения двигателя.
Непреднамеренная подача огнегасительного вещества не должна приводить к нарушению нормальной работы двигателя.
Устройства для подачи огнегасительного вещества должны отвечать требованиям.
В Руководстве по технической эксплуатации двигателя должна быть указана последовательность операций при применении огнегасительного вещества.
В компоновке двигателя должно быть предусмотрено:
размещение агрегатов масляной и топливной систем по возможности вне горячей части двигателя;
перепуск воздуха из компрессора и отвод воздуха из полостей суфлирования масляной системы не в подкапотное пространство, а в атмосферу или в наружный контур двухконтурного двигателя.
Для предотвращения возгорания масла, протекшего через масляные уплотнения валов, должна быть обеспечена возможность:
отвода масла из полостей между масляными и воздушными уплотнениями валов через специальный канал;
прекращения подачи масла нагнетающим насосом в случае отказа откачивающих насосов.
В камере сгорания двигателя и его выхлопной трубе должно быть исключено образование застойных зон, в которых может скапливаться топливо при неудавшихся запусках двигателя, и должен быть предусмотрен необходимый дренаж топлива.
571. Для устранения разности электрических потенциалов основных элементов двигателя между ними должны быть обеспечены электрические контакты (металлизация) и предусмотрена возможность электрических контактов двигателя с примыкающими к нему элементами ВС при его установке на ВС.
572. Должен быть проведен анализ причин и последствий функциональных отказов двигателя с учетом истории доводки двигателя и опыта эксплуатации его прототипа или аналога.
По отказам, которые могут иметь опасные последствия, должно быть показано, что в конструкции, технологии изготовления и документации по техническому обслуживанию двигателя предусмотрены специальные меры:
1) по предотвращению таких отказов;
2) по своевременному выявлению и устранению дефектов и повреждений двигателя, которые могут привести к возникновению отказов с опасными последствиями.
573. Должна обеспечиваться взаимозаменяемость двигателей в ожидаемых компоновках силовой установки. В виде исключения может допускаться перестановка отдельных агрегатов или других элементов конструкции двигателя при условии обеспечения их взаимозаменяемости.
574. Детали и агрегаты двигателя должны быть защищены от коррозии и износа в эксплуатации и при хранении соответствующими способами, регламентированными технической документацией.
Консервация и расконсервация двигателя не должны требовать частичной разборки двигателя или демонтажа агрегатов.
575. Детали двигателя, отказ которых может создать опасные последствия, должны маркироваться так, чтобы можно было, используя техническую документацию, получить необходимые сведения об изготовлении этих деталей. В технической документации на изготовление этих деталей должен предусматриваться повышенный объем их контроля.
576. Должно быть показано, что транспортирование двигателя в соответствии с технической документацией не снижает его работоспособности.
577. Турбовинтовой двигатель должен оборудоваться стояночным тормозом или другими средствами, предотвращающими вращение воздушных винтов. При наличии стояночного тормоза он должен быть сблокирован с системой запуска турбовинтового двигателя.
Параграф 2. Прочность двигателя
578. Статические и динамические напряжения, деформации и нагрузки в деталях двигателя, а также вибрации в местах его подвески к ВС и крепления агрегатов не должны при данных особенностях конструкции, используемых материалах и принятой технологии изготовления превышать значения, установленные с учетом опыта эксплуатации и результатов специальных испытаний.
579. Обрыв рабочей лопатки компрессора или турбины, а также вторичные явления, возникающие в результате ее обрыва (разрушение других лопаток, увеличение дисбаланса ротора, местное повышение температуры), не должны вызывать опасных последствий.
580. Элементы роторов двигателя, для которых при их разрушении не обеспечена локализация обломков внутри корпусов двигателя (лопатки вентилятора, диски), должны обладать достаточной прочностью, чтобы противостоять максимальным механическим и тепловым нагрузкам, возможным в ожидаемых условиях эксплуатации.
581. Элементы роторов не удерживаемые при разрушении корпусами двигателя (диски, валы, лопатки вентилятора), должны подвергаться неразрушающему контролю на всех этапах производства согласно указаниям технической документации, в том числе контролю механических свойств материала на образцах, вырезанных из прибыльной части каждой заготовки.
582. Путем анализа отказов и при необходимости соответствующими испытаниями должно быть показано, что разрушение валов турбины или компрессора, их расцепление и смещение относительно прилегающих деталей либо не приводит к отказам с опасными последствиями, либо практически невероятно.
Параграф 3. Материалы двигателя
583. Все материалы, используемые для изготовления деталей двигателя, его систем и агрегатов, должны соответствовать требованиям действующих стандартов, норм и технических условий и должны быть выбраны с учетом действительных условий их работы в двигателе в течение ресурса, а также соответствующих сроков службы и хранения.
Везде, где это возможно, должны применяться материалы, обладающие достаточными антикоррозионными свойствами и износостойкостью.
Обоснование выбора материалов должно включаться в техническую документацию по двигателю.
584. В техническую документацию на двигатель должны включаться данные о допустимых к применению в эксплуатации расходных материалах (основных и резервных топливах и маслах, смазках, специальных жидкостях). Все используемые расходные материалы должны соответствовать действующим стандартам.
585. Для топлив и масел, допущенных к применению на двигателе, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации зарубежные аналоги.
586. Выбор материалов для деталей проточной части компрессоров из титановых сплавов должен производиться с учетом требований. Для новых материалов на основе титана специальными испытаниями на образцах или элементах конструкции двигателя должно быть подтверждено отсутствие их самоподдерживающегося горения.
587. Если в конструкции двигателя применены материалы, впитывающие жидкости, которые могут усиливать коррозию или горение, то должны быть разработаны средства защиты этих материалов от пропитки жидкостями.
Параграф 4. Технология двигателя
588. Технология изготовления должна обеспечивать стабильность исходных прочностных характеристик деталей двигателя и качество его сборки.
Принятая и включенная в Руководство по технической эксплуатации технология устранения повреждений элементов газовоздушного тракта (например, забоин на лопатках, трещин на деталях реверсивного устройства) должна обеспечивать сохранение работоспособности двигателя в соответствии с технической документацией на двигатель.
Детали двигателя, требующие определенного положения при сборке, должны иметь соответствующие конструктивные элементы или метки, исключающие возможность их неправильного монтажа.
Элементы крепления и фиксации деталей двигателя должны удовлетворять в условиях производства и ремонта следующим требованиям:
1) конструкция и технология крепления рабочих лопаток компрессора и турбины, не имеющих бандажных полок, должны, как правило, обеспечивать возможность замены отдельных лопаток без снятия других лопаток соответствующей ступени;
2) фиксация деталей в разъемных соединениях двигателя с применением керновки и завальцовки разрешается только в соединениях, где используются детали разового применения, а также в случаях, когда у деталей имеются специальные элементы для повторной завальцовки;
3) в резьбовых соединениях в случае необходимости должны быть предусмотрены меры предупреждения прихватывания деталей по резьбе.
Конструкция и технология монтажа подшипников двигателя должны обеспечивать возможность их многократного демонтажа без повреждения тел и дорожек качения.
Динамическая балансировка роторов двигателя, как правило, должна осуществляться за счет перестановки лопаток и (или) специальных регулировочных элементов. Проведение балансировки роторов путем снятия материала может быть допущено только при изготовлении двигателя.
В случае замены в эксплуатации модулей двигателя (на двигателе модульной конструкции) должна быть исключена необходимость:
совместной обработки модулей;
последующей балансировки роторов на специальных стендах;
проведения контрольных испытаний двигателя.
Необходимые проверки и регулировки двигателя после замены модулей должны проводиться в соответствии с Руководством по технической эксплуатации.
589. Изготовление и контроль деталей из литых заготовок, применяемых в конструкции двигателя, следует осуществлять в соответствии с требованиями, указанными в технической документации.
590. Для обеспечения необходимой прочности применяемых в конструкции двигателя деталей, получаемых из горячедеформированных заготовок, соответствующие технологии ковки и штамповки, термообработки и контроля качества должны быть установлены на основании технической документации для каждого типа горячедеформированных заготовок.
Горячедеформированные заготовки должны быть разделены на соответствующие группы по способам, объему и видам контроля в зависимости от ответственности и условий работы деталей, для изготовления которых предназначаются эти заготовки. Группы контроля должны быть указаны в технической документации.
Способы и виды контроля требуемого качества горячедеформированных заготовок (анализы химического состава, испытания по определению механических свойств, металлургические исследования, испытание стандартных образцов разрушением, прочностные исследования, рентгенографический контроль) следует указывать в технической документации.
Техническая документация должна содержать требования, необходимые для разработки чертежей, технологии изготовления и способов контроля горячедеформированных заготовок, обеспечивающие необходимую стабильность их свойств.
Если способ контроля предусматривает испытание механических свойств материала на образцах, то каждая горячедеформированная заготовка должна иметь одну или несколько технологических прибылей, которые после термообработки используются для изготовления образцов, испытываемых с целью установления соответствия применяемого материала требованиям технической документации.
591. Для обеспечения необходимой прочности сварных (паяных) деталей двигателя на основании технической документации должна быть установлена соответствующая технология их сварки или пайки, термообработки и контроля качества. Материалы и их сочетания, используемые для изготовления деталей горячей части двигателя с применением сварочных процессов, должны обладать свойствами, предотвращающими образование трещин на сварных швах, околошовных зонах и по целому материалу под воздействием повторных и длительных нагревов.
Должна обеспечиваться возможность использования сварки для устранения сварочных и других дефектов при ремонте двигателя.
Технология сварки (пайки), виды и объем контроля должны указываться в соответствующей технической документации.
592. Сварные элементы конструкции двигателя должны обеспечивать в случае необходимости возможность применения рентгеновского (или другого неразрушающего) контроля всех сварных (паяных) швов после сварки и термообработки. В случае невозможности применения такого контроля на окончательно изготовленных конструкциях должна быть обеспечена возможность его применения на промежуточных операциях изготовления.
593. Должно быть обеспечено качество сварных (паяных) конструкций, регламентированное соответствующей технической документацией. В зависимости от условий работы детали должны быть предусмотрены типовые или особые виды контроля - испытания на герметичность под избыточным давлением, контрольное разрушение, физические методы контроля (магнитный, вихретоковый, ультразвуковой, импендансный и другие).
594. Все сварные (паяные) швы должны подвергаться визуальному контролю и приемлемым методам дефектоскопии. После термообработки сварных элементов конструкции может назначаться дополнительный контроль.
595. Принятые для сварных элементов конструкции виды и объемы контроля должны применяться в стадии освоения технологии изготовления двигателя непрерывно до достижения необходимого стабильного уровня их качества.
Параграф 5. Ресурсы двигателя
596. Конструкция двигателя должна в течение определенного времени эксплуатации (назначенного ресурса) выдерживать без разрушений, угрожающих безопасности полета, воздействие повторяющихся в эксплуатации нагрузок.
При сертификации двигателя "до установки на ВС" устанавливаются начальные назначенные ресурсы двигателя и его основных деталей и начальный ресурс двигателя до первого капитального ремонта в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации.
597. Ресурсы подтверждаются испытаниями двигателя и его основных деталей.
Ресурсы агрегатов и комплектующих изделий устанавливаются на основании их испытаний в системе двигателя, а также автономных испытаний на специальных установках.
Параграф 6. Надежность двигателя
598. При отсутствии в процессе стендовых длительных и ресурсных испытаний отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете, для подтверждения достаточной надежности суммарная наработка должна составлять для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета не более 5 часов, - не менее 5000 часов, а для двигателей, предназначенных для эксплуатации на ВС с продолжительностью полета более 5 часов, - не менее 7000 часов.
При наличии указанных отказов, наработка на отказ для двигателей первой группы должна составлять не менее 8500 часов, а для двигателей второй группы - не менее 12000 часов.
Наработка на отказ определяется по формуле:
t
Т IA = ------
ma ,
где, t - суммарная наработка двигателей при стендовых длительных и ресурсных испытаниях;
mа - количество отказов, которые в эксплуатации будут приводить к выключению двигателя в полете.
Отказы, для устранения причин которых разработаны эффективные мероприятия, проверенные испытаниями, в зачет не принимаются.
При ускоренных испытаниях по эквивалентно-циклической программе для каждого испытательного цикла должна засчитываться наработка двигателя, равная длительности полетного цикла, соответствующего испытательному циклу.
Параграф 7. Топливная система двигателя
599. Топливная система должна обеспечивать питание двигателя топливом при запуске и на всех режимах в ожидаемых условиях эксплуатации. Система должна также обеспечивать работу двигателя в особых условиях эксплуатации, указанных в технических условиях.
600. Топливо должно подаваться к форсункам насосом (насосами) высокого давления, приводимым от двигателя (или другого энергетического устройства). Полная производительность насоса должна быть не менее максимальной потребной для обеспечения устойчивой работы двигателя на максимальном (взлетном) режиме в ожидаемых условиях эксплуатации. При наличии двух насосов каждый из них должен иметь независимый привод. Отказ одного насоса не должен влиять на привод или характеристики другого насоса.
601. Во всасывающей магистрали основного топливного насоса (насосов) высокого давления должен устанавливаться фильтр с пропускной способностью и тонкостью очистки.
602. Конструкция топливных фильтров должна обеспечивать:
1) требуемый расход топлива через перепускной предохранительный клапан в случаях засорения фильтрующего элемента механическими примесями или льдом, образующимся в результате замерзания воды, содержащейся в топливе. Фильтр должен оборудоваться сигнализатором максимального перепада давления на фильтре;
2) необходимую степень фильтрации в течение максимальных сроков, предусмотренных для осмотров и очистки фильтров, при работе на топливе с заданным уровнем загрязнения механическими примесями и свободной водой.
603. Дренажные устройства системы должны исключать возможность попадания топлива в двигательный отсек и в другие пожароопасные зоны, а также на стояночную площадку аэродрома.
604. При эксплуатации двигателя на топливе, не содержащем противообледенительной присадки, топливная система должна быть оснащена устройством защиты фильтра от обледенения.
605. Все элементы топливной системы, работа которых согласно Руководства по технической эксплуатации и Регламента технического обслуживания должна контролироваться обслуживающим персоналом, должны иметь удобный доступ.
606. В конструкции двигателя должна быть предусмотрена система для сбора и утилизации жидкого топлива при ложном или неудавшемся запуске и после остановки во время эксплуатации двигателя на земле и в полете.
Емкость для сбора топлива, сливаемого из нижних точек газовоздушного тракта, не должна использоваться для других жидкостей и должна автоматически опорожняться с возвратом топлива в двигатель при его работе. Возврат топлива должен производиться, минуя самолетные баки, если иное не оговорено в технической документации.
Параграф 8. Масляная система двигателя
607. Двигатель должен иметь автономную масляную систему с отдельным баком. Схема, конструкция и органы регулирования масляной системы должны обеспечивать функции:
1) поддержания установленных давлений и температур масла для смазки и охлаждения деталей и узлов трения;
2) демпфирования опор роторов;
3) работы агрегатов управления, использующих масло в качестве рабочей жидкости;
4) отвода воздуха из полостей опор и масляного бака;
5) выноса маслом частиц износа поверхностей трения из двигателя;
6) очистки масла в процессе его циркуляции от включений размером более 40 мкм.
Эти функции должны выполняться на всех режимах работы двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
В турбовинтовых двигателях масляная система должна обеспечивать бесперебойную подачу масла в воздушный винт и его агрегаты с температурами и давлениями, классом чистоты и содержанием воздуха, приемлемыми для их нормальной работы в ожидаемых условиях эксплуатации.
Масляный бак может быть установлен вне двигателя, если будет доказана целесообразность такой компоновки.
608. Конструктивными средствами в опорах и масляной системе двигателя должны быть исключены:
1) изменение физико-химических свойств циркулирующего через двигатель масла свыше допустимых техническими условиями норм из-за высоких температур омываемых им поверхностей;
2) износ пар трения свыше допустимых пределов, указанных в рабочих чертежах;
3) отложение кокса в трубах суфлирования в пределах, ведущих к повышению давления в суфлируемых полостях;
4) утечки масла через уплотнения валов, вызывающие загрязнение отбираемого от двигателя на нужды ВС воздуха сверх предельно допустимых концентрацией;
5) утечки или выброс масла через суфлер сверх нормы расхода масла, приведенной в технической документации на двигатель;
6) образование в нагнетающем насосе воздушных пробок при заполнении системы маслом или отливе масла от маслозаборника в полете;
7) переполнение двигателя маслом, как при неработающем двигателе, так и на всех режимах его работы на земле и в полете, в том числе на режиме авторотации;
8) загрязнение сливаемым маслом поверхности двигателя и ВС.
609. Основные агрегаты и элементы (бак, масляные насосы, центробежные воздухоотделители, клапаны, краны, фильтры, теплообменники, измерительные и сигнализирующие устройства), относящиеся к масляной системе, должны располагаться на двигателе так, чтобы обеспечивались:
1) пожарная безопасность;
2) возможность нетрудоемкой замены отдельных неисправных деталей и агрегатов системы;
3) ускоренный подогрев масла в системе при низкотемпературном запуске с помощью штатных наземных источников тепла.
Штатные наземные источники тепла, если они используются для двигателя, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.
610. Потребный запас масла в баке при заполненной системе должен определяться суммой:
1) двукратного количества масла, расходуемого за полет, в соответствии с часовым расходом масла, указанным в технической документации, но не менее 12-кратного часового расхода;
2) количества масла, необходимого для обеспечения стабильной циркуляции масла через двигатель на всех режимах его работы;
3) количества масла, которое должно оставаться в специальном отсеке бака для подачи к агрегатам регулирования двигателя при возможных отрицательных перегрузках, в случае потери системой масла и для обеспечения флюгирования лопастей воздушного винта;
4) количества масла, находящегося в баке ниже среза маслозаборника.
611. Масляный бак должен иметь:
1) заливную горловину и устройство с краном нажимного самоконтрящегося типа для слива масла из бака;
2) клапан для закрытой дистанционной заправки маслом под давлением в аэродромных условиях с устройством, предотвращающим переполнение бака при заправке, и штуцером, имеющим стандартные размеры;
3) легкосъемную крышку заливной горловины;
4) съемный сетчатый фильтр в заливной горловине с тонкостью очистки масла 0,2 миллиметров;
5) устройство для измерения количества масла в баке (с погрешностью не более + 4 % от максимального заправляемого количества) и средства сигнализации допустимых максимального и минимального уровней масла в баке;
6) не заполняемый маслом объем не менее 20 % объема бака;
7) конструкцию, исключающую возможность скопления в заливной горловине и вблизи нее остатков масла после заправки;
8) трафарет с указанием марки и количества заправляемого масла, укрепленный возле заливной горловины;
9) крепление, исключающее смещения и повреждения бака при возможных в ожидаемых условиях эксплуатации механических и тепловых нагрузках;
10) специальный отсек, оборудованный маслозаборником;
11) устройства возврата масла в бак, обеспечивающие отделение содержащегося в масле воздуха;
12) устройства, обеспечивающие поступление масла в двигатель, а также суфлирование бака при перегрузках и эволюциях, возможных в ожидаемых условиях эксплуатации. Расположение устройства должно исключать засасывание отстоя;
13) кран или пробку для полного слива масла и конденсата в нижней точке бака с фиксацией его закрытого положения.
612. Откачивающие насосы масляной системы двигателя, а также форсунки, подводящие масло к подшипникам роторов двигателя, должны быть защищены от попадания в них инородных частиц защитными фильтроэлементами.
Фильтроэлементы перед форсунками могут не устанавливаться, если в конструкции предусмотрены другие меры по защите от попадания в них вместе с маслом посторонних частиц.
613. На входе масла в двигатель должен быть установлен фильтр надлежащей пропускной способности и тонкости очистки. При этом:
1) фильтр должен обладать способностью работать без очистки в течение срока, предусмотренного Регламентом технического обслуживания;
2) в конструкции фильтра должен быть предусмотрен клапан перепуска масла мимо фильтрующего элемента в случае его засорения или при запуске двигателя при низкой температуре масла;
3) должен быть исключен смыв и унос в масляную систему отложений с фильтрующего элемента и днища отстойной полости корпуса фильтра при открытии перепускного клапана;
4) фильтр должен иметь отстойную полость со сливным краном и устанавливаться в месте, удобном для периодического осмотра; течь масла из корпуса фильтра при снятии фильтрующего элемента должна быть исключена;
5) фильтр должен быть оборудован сигнализаторами максимального допустимого перепада давления на фильтрующем элементе или иным эквивалентным средством для сигнализации засорения фильтра.
614. Суфлер масляной системы должен обеспечивать выпуск воздуха, проникающего через уплотнения опор, во всех ожидаемых условиях эксплуатации в пределах, необходимых для поддержания в полостях опор, баке и коробке приводов давления, достаточного для обеспечения подачи насосов в высотных условиях. Суфлер должен одновременно выполнять функции отделения масла от масловоздушной среды и возвращения отделенного масла обратно в масляную систему. Суфлирующий патрубок должен быть защищен от попадания в него посторонних предметов и замерзания конденсата.
615. Прокачка масла через двигатель на режиме авторотации должна обеспечивать полет в течение времени, равного половине времени полета по маршруту наибольшей протяженности во всех ожидаемых условиях эксплуатации без повреждения трущихся деталей, без внутренних утечек и внешнего выброса масла и с сохранением возможности запуска двигателя в полете. При выключении двигателя в полете из-за потери масла в системе должна обеспечиваться авторотация двигателя в течение указанного времени без отказов с опасными последствиями.
Параграф 9. Система охлаждения двигателя
616. Система охлаждения двигателя должна обеспечивать работоспособность горячих деталей двигателя, его агрегатов и рабочих жидкостей в ожидаемых условиях эксплуатации. Количество, температура и давление охлаждающего агента должны определяться расчетом и проверяться испытаниями.
617. Если отбираемый из двигателя воздух (газ) используется для охлаждения элементов конструкции или наддува уплотнений и замкнутых полостей, работоспособность которых зависит от чистоты подаваемого воздуха (газа) и может ухудшаться вследствие воздействия на них инородных частиц (пыли, песка и других), то конструкция системы должна исключать попадание в эти элементы частиц недопустимого размера и в недопустимом количестве.
Параграф 10. Система регулирования и управления двигателя
618. Двигатель должен быть оснащен системой автоматического регулирования и управления, которая должна обеспечивать в ожидаемых условиях эксплуатации выполнение следующих функций:
1) запуск и выключение двигателя;
2) автоматическое поддержание регулируемых параметров в соответствии с заданной программой регулирования и с заданной точностью на всех режимах и при возможных изменениях внешних условий и температуры рабочего тела, применяемого в регулирующих устройствах;
3) плавный переход с режима на режим при перемещении рычагов управления двигателями с изменением регулируемых параметров в пределах, оговоренных в технической документации;
4) прямое или косвенное ограничение предельно допустимых параметров двигателя (температуры газа, частоты вращения, тяги (мощности), отрицательной тяги воздушного винта, крутящего момента, реверсивной тяги, давления воздуха за компрессором и других).
619. Должны быть предусмотрены меры для предотвращения превышения значений регулируемых параметров сверх предельно допустимых их значений при отказах системы автоматического регулирования и управления.
620. В системе регулирования и управления должны быть предусмотрены устройства для предотвращения опасного развития отказов двигателей, начальное проявление которых может быть зафиксировано. Должен быть обоснован выбор типов этих устройств, а их эффективность проверена на двигателе.
621. Устанавливаемые на двигателе устройства выключения подачи воспламеняющихся жидкостей и средства управления этими устройствами должны размещаться так, чтобы вероятность их повреждения или воздействия на них открытого огня была возможно меньшей.
622. Размещение агрегатов системы автоматического регулирования и управления на двигателе должно обеспечивать возможность удобного их обслуживания без снятия двигателя с ВС.
623. При изменении температуры окружающей среды не должна требоваться подрегулировка соответствующих элементов системы автоматического регулирования.
Подрегулировка элементов системы автоматического регулирования может быть допущена согласно Руководства по технической эксплуатации при смене топлива на другую марку, разрешенную к применению на двигателе.
624. Датчики регулируемых параметров, используемые в системе автоматического регулирования, должны быть автономными.
Указанные датчики могут применяться для других целей, если это не будет оказывать неблагоприятного влияния на работу системы автоматического регулирования.
625. Работоспособность агрегатов системы автоматического регулирования с электрическим приводом должна быть обеспечена при работе от основных и аварийных источников электроэнергии.
Агрегаты системы автоматического регулирования должны относиться к приемникам электроэнергии первой категории.
626. Органы системы управления, относящиеся к двигателю должны отвечать следующим требованиям:
1) иметь достаточную прочность и жесткость и выдерживать механические и тепловые нагрузки, возможные в ожидаемых условиях эксплуатации;
2) не перемещаться под действием вибраций и других нерасчетных нагрузок.
627. Если для органов управления, размещенных на двигателе и включенных в его компоновку, используются гибкие элементы, то их пригодность должна быть подтверждена.
Параграф 11. Система запуска двигатели
628. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.
629. Система должна обеспечивать нормальный запуск двигателя на земле, как от бортовых, так и от аэродромных средств питания без дополнительной специальной регулировки системы запуска и системы автоматического регулирования в ожидаемых условиях эксплуатации.
630. В полете в ожидаемых условиях эксплуатации системой должен обеспечиваться нормальный запуск авторотирующего двигателя и, если это требуется, с подкруткой пусковым устройством.
631. Система запуска должна быть автоматизированной и удовлетворять следующим требованиям:
1) включаться путем воздействия на управляющий орган (пусковую кнопку, тумблер);
2) обеспечивать автоматический процесс нормального запуска до выхода двигателя на режим малого газа без выполнения каких-либо дополнительных ручных операций.
Если используется система воздушного запуска, совмещенная с другими системами, то допускаются предварительные операции, связанные с перестройкой такой системы для запуска двигателя.
Для запуска турбовинтового двигателя в полете, осуществляемого при выводе лопастей воздушных винтов из флюгерного положения, допускаются ручные операции (например, включение флюгерного насоса, перестройка частоты вращения воздушного винта и прочее).
Автоматически отключаться и автоматически подготавливаться к следующему запуску.
Обеспечивать возможность запуска двигателя с использованием энергии ранее запущенных двигателей (это не относится к системам с турбокомпрессорными стартерами) или вентиляторным газотурбинным двигателям (ВГТД).
632. Система запуска должна обеспечивать:
1) быстрое прекращение запуска;
2) осуществление прокрутки ротора;
3) возможность выполнения ложного запуска двигателя.
633. Высоковольтные цепи системы должны быть электрически независимыми от всех других электрических цепей на двигателе. Провода высоковольтных цепей должны быть экранированы и проложены отдельно от других проводов.
634. Пусковое устройство вместе с механизмом его включения и выключения не должно снижать работоспособность двигателя. Параметры питания этого устройства должны обеспечивать нормальный запуск двигателя.
Параграф 12. Устройства выключения двигателя
635. Для каждого двигателя на ВС должны быть предусмотрены устройства выключения. Если на двигателе установлены средства выключения двигателя, управляемые электрически, то их снабжение электроэнергией должно быть обеспечено в ожидаемых условиях эксплуатации, включая особую ситуацию с автоматическим переключением на аварийный источник электроснабжения, а электропроводка управления устройствами выключения, располагаемая в пожароопасных отсеках, должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую изоляцию.
636. Срабатывание выключающих устройств подачи топлива к двигателю не должно приводить к нарушению работы другого оборудования, например, при выключении подачи топлива противопожарным краном к одному двигателю не должна нарушаться работа других двигателей, или приводить к срабатыванию каких-либо ограничивающих систем.
637. Должны предусматриваться средства защиты от непроизвольного срабатывания выключающих устройств.
Параграф 13. Система впрыска жидкости в компрессор двигателя
638. Если на двигателе применяется система впрыска жидкости в компрессор, то она должна обеспечивать восстановление или форсирование взлетной тяги (мощности) двигателя. Диапазоны температур и давлений атмосферного воздуха, в которых рекомендовано применение системы впрыска, должны быть указаны в Руководстве по технической эксплуатации.
639. Многократное применение впрыска жидкости не должно приводить к снижению надежности и недопустимому ухудшению основных данных двигателя, а также вызывать необходимость перерегулировки топливной аппаратуры.
640. Должна исключаться возможность попадания впрыскиваемой жидкости в масляную систему и агрегаты двигателя.
641. Включение и выключение системы должны производиться вручную, при этом должна исключаться возможность самопроизвольного ее включения.
642. Не допускается применение в системе токсичных жидкостей. Как сама жидкость, так и ее пары должны быть безвредными для организма человека.
Параграф 14. Система отбора воздуха (газа) двигателя
643. Назначение, количество и параметры отбираемого из двигателя воздуха (газа) для наддува и вентиляции кабин, противообледенительной системы, наддува топливных баков, приводов генераторов, режимы работы двигателя при этом и допустимая продолжительность отбора, а также влияние отбора на характеристики двигателя должны быть указаны в технической документации на двигатель.
644. Отбор воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к недопустимому изменению неравномерности поля температуры газа в камере сгорания и перегреву деталей камеры сгорания и турбины.
645. В системе регулирования двигателя должно предусматриваться автоматическое ограничение максимальной допустимой температуры газа перед турбиной при отборе воздуха или должно быть показано, что другие применяемые на двигателе средства не допускают превышения максимальной допустимой температуры газа при отборе воздуха.
646. Отбор установленных количеств воздуха (газа) из двигателя не должен приводить к возникновению опасных колебаний лопаток компрессора.
647. Должна быть обеспечена пригодность отбираемого из двигателя воздуха для непосредственного использования в системе кондиционирования для наддува и вентиляции кабин в отношении примесей двигательного происхождения, а именно окиси углерода, паров топлива, продуктов термического разложения масел.
Параграф 15. Противообледенительная система двигателя
648. Противообледенительная система двигателя должна обеспечивать нормальную работу последнего на всех режимах в условиях обледенения:
1) без недопустимого уменьшения тяги (мощности);
2) без повышения температуры газа выше допустимой, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
3) без увеличения вибраций двигателя более величины, указанной в Руководстве по технической эксплуатации;
4) без механических повреждений двигателя;
5) без ухудшения управляемости двигателя.
Выполнение указанных требований должно обеспечиваться также и при запаздывании включения противообледенительной системы двигателя.
649. Нормальное функционирование противообледенительной системы двигателя должно обеспечиваться в ожидаемых условиях эксплуатации в течение периода времени, указанного в Руководстве по технической эксплуатации для каждого режима двигателя.
650. Противообледенительная система двигателя должна соответствовать требованиям настоящих Норм.
Параграф 16. Система защиты от перегрева турбины двигателя
651. На двигателе должна быть предусмотрена автоматическая система защиты от перегрева турбины. Система должна обеспечивать сохранение работоспособного состояния двигателя, не допуская превышения в контролируемом сечении турбины температуры газа сверх допустимого ее значения. Превышение допустимого значения температуры газа должно исключаться путем автоматического перевода двигателя на пониженный режим.
652. Допускается отключение автоматической системы, если защита от перегрева турбины в этом случае обеспечена другими средствами или способами и если это оговорено в Руководстве по технической эксплуатации.
Параграф 17. Камера сгорания
653. Камера сгорания должна обеспечивать эффективное сгорание топлива во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации по высотам, скоростям и режимам полета. Должны быть представлены доказательства отсутствия предпосылок для нарушения нормальной работы камеры сгорания как на основном, так и резервном топливах.
654. Во всем диапазоне эксплуатационных режимов в камере сгорания не должно быть:
1) вибрационного горения;
2) срыва пламени при предельных регулировках системы автоматического регулирования и испытаниях с забросом средних и мелких птиц, льда, имитации ливневого дождя, бокового ветра, попадания в двигатель больших масс воды или снега при взлете с взлетно-посадочной полосы, покрытой атмосферными осадками;
3) недопустимой неравномерности поля температуры газа на выходе из камеры сгорания на всех режимах работы двигателя с отборами и без отборов воздуха на нужды двигателя и ВС, неравномерностях потока на входе в двигатель и положениях регулирующих органов в газовоздушном тракте;
4) недопустимых отложений кокса и нагара, перегревов элементов камеры сгорания.
655. Каждая топливная форсунка двигателя, при необходимости, должна быть защищена соответствующим фильтром или должны быть приняты другие меры, не допускающие засорения форсунки твердыми частицами или продуктами разложения топлива (коксом и смолами).
Должны быть приняты меры, исключающие закоксовывание топливных коллекторов и закипание топлива в коллекторах и форсунках.
656. Камера сгорания должна быть оборудована устройством организованного дренирования топлива.
Параграф 18. Реактивное сопло
657. Соединительные элементы сопла не должны допускать утечек газа, превышающих расчетные значения.
658. Если применяется регулируемое сопло с системой управления его подвижными элементами, то:
1) должна быть обеспечена падежная фиксация подвижных элементов в заданном положении на каждом режиме работы двигателя;
2) должен быть установлен указатель положения подвижных элементов сопла в крайних его положениях;
3) отказы подвижных элементов или системы управления ими не должны приводить к отказам с опасными последствиями;
4) для проверок должны быть предусмотрены устройства для привода подвижных элементов сопла без запуска двигателя.
Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реактивное сопло или его часть входят в конструкцию двигателя.
Параграф 19. Реверсивное устройство
659. Конструкция реверсивного устройства, величина максимальной реверсивной тяги и допуск на нее, время ее достижения и непрерывного использования, а также направление струй, выходящих из реверсивного устройства, и другие параметры, характеризующие работу устройства, должны быть выбраны исходя из ожидаемых условий применения реверсивного устройства и указаны в технической документации на двигатель.
Требования предъявляются к двигателю при сертификации "до установки на ВС" в том случае, если реверсивное устройство входит в конструкцию двигателя.
660. Реверсивное устройство не должно оказывать недопустимого влияния на характеристики двигателя при его работе на режиме прямой тяги.
661. Увеличение и уменьшение реверсивной тяги при изменении режима работы двигателя с включенным реверсивным устройством должно быть плавным, без скачков и провалов, выходящих за пределы, установленные технической документацией.
662. Система управления реверсивным устройством должна обеспечивать:
1) включение и выключение реверсивного устройства с любого режима работы двигателя;
2) устойчивую работу двигателя с включенным реверсивным устройством на установившихся режимах и при переменных процессах, в том числе в процессе изменения тяги двигателя от различных значений прямой до максимальной реверсивной тяги;
3) автоматическое выключение или снижение режима работы двигателя от указанной в технической документации величины в случае самопроизвольного включения реверсивного устройства;
4) автоматическое ограничение режима работы двигателя до указанного в технической документации уровня в случае не включения реверсивного устройства;
5) возможность проверки работы реверсивного устройства на земле (на стенде) на работающем двигателе без применения дополнительных средств по охлаждению всего реверсивного устройства и его системы управления;
6) опробование действия реверсивного устройства на неработающем двигателе от соответствующих аэродромных источников питания.
663. При работе на режиме реверсирования тяги должны исключаться:
1) недопустимые вибрации двигателя;
2) недопустимые неуравновешенные вертикальные или боковые нагрузки на двигатель;
3) недопустимое уменьшение запасов газодинамической устойчивости компрессора (компрессоров).
664. Элементы системы управления, относящиеся к реверсивному устройству, должны отвечать требованиям настоящих Норм.
Параграф 20. Гидроприводы двигателя
665. В конструкции гидроприводов должна быть предусмотрена защита трубопроводов, агрегатов и других элементов от нагрузок, превышающих действующие на них максимальные механические и тепловые нагрузки в ожидаемых условиях эксплуатации.
666. Фильтры должны иметь перепускные аварийные клапаны, обеспечивающие работу гидроприводов при засорении фильтрующих элементов. Фильтры должны быть расположены в доступных для их осмотра местах.
667. При наличии гидроаккумулятора должна быть обеспечена возможность периодического контроля давления газа в его газовой полости.
668. В системах кратковременного периодического действия должен быть предусмотрен автомат разгрузки рабочего гидронасоса с аварийным перепускным клапаном на случай отказа автомата.
669. В гидроприводах должна быть обеспечена возможность подключения аэродромного источника жидкости высокого давления для проверки и регулировки гидроприводов при выключенном двигателе.
Параграф 21. Агрегаты и их приводы
670. Приводы агрегатов и узлы их крепления должны быть спроектированы и выполнены так, чтобы обеспечивать надежную работу двигателя с установленным на нем оборудованием. В случае отказа приводов не должно происходить опасных повреждений других агрегатов и элементов двигателя.
671. Каждый агрегат, устанавливаемый на двигатель, должен, как правило, иметь "слабое звено" для защиты частей двигателя от воздействия чрезмерного крутящего момента. Должна указываться величина крутящего момента, при котором "слабое звено" должно разрушаться. "Слабое звено" должно быть выполнено так, чтобы его обломки не попадали в другие части двигателя.
Если у некоторых агрегатов (например, электрогенераторов большой мощности, гидронасосов) "слабое звено" может оказаться недостаточным для защиты двигателя, то должна предусматриваться возможность отсоединения привода таких агрегатов в случае их неисправности от ротора работающего двигателя.
672. Конструкция агрегатов и мест их подсоединения к двигателю в случае их поломки должна исключать возможность попадания в масляную систему двигателя обломков или рабочих жидкостей, применяемых в агрегатах.
673. Расположение регулятора воздушного винта на двигателе должно быть таким, чтобы исключалось попадание на его вход инородных частиц или осадков, содержащихся в масле.
674. Двигатель должен иметь устройство для медленного проворачивания ротора (роторов).
675. Если в агрегаты, установленные на двигателе, рабочая жидкость или масло поступают из двигателя, то в этих агрегатах следует устанавливать фильтроэлементы с необходимой тонкостью фильтрации.
Параграф 22. Аппаратура контроля и сигнализации
676. На двигателе в соответствии с действующей нормативно-технической документацией должна быть установлена аппаратура контроля, обеспечивающая проверку исправности двигателя и прогнозирование технического состояния двигателя, в том числе с помощью бортового устройства регистрации параметров.
677. Двигатель должен быть оснащен средствами обнаружения механических повреждений для выявления отказов на ранних стадиях их развития и определения технического состояния двигателя в эксплуатации. Эти средства должны включать:
1) магнитные пробки в масляной системе и удобно расположенные сливные краны периодического отбора масла для анализа на содержание в нем железа и других металлов;
2) устройства (окна, люки) для периодического осмотра деталей газовоздушного тракта с помощью оптических, ультразвуковых, вихретоковых и других приборов зондового типа.
Количество и размещение окон и люков должно быть выбрано так, чтобы была обеспечена возможность оценки состояния рабочих лопаток всех ступеней компрессора, турбины, внутренней поверхности камеры сгорания и других элементов конструкций по перечню, указанному в Руководстве по технической эксплуатации;
3) датчики для контроля технического состояния и обнаружения возможных отказов двигателя.
Соответствующий перечень датчиков должен быть представлен в Руководстве по технической эксплуатации.
678. На двигателе должны быть установлены датчики измерения следующих параметров:
1) давления заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
2) температуры заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
3) частоты вращения роторов;
4) положения рычагов управления двигателями;
5) температуры газа.
На двигателе с охлаждаемыми рабочими лопатками турбины должен быть установлен фотоэлектрический пирометр или предусмотрена возможность его установки и применения для измерения температуры материала рабочих лопаток первой ступени турбины;
6) отношения полного давления за турбиной (для двухконтурных двигателей - эквивалентного полного давления) к полному давлению на входе в двигатель или других параметров, характеризующих тягу или мощность (для турбовинтовых двигателей - крутящий момент);
7) мгновенного значения массового часового расхода топлива;
8) давления масла в масляной системе;
9) температуры в масляной магистрали на входе (или выходе) двигателя;
10) количества масла в масляном баке двигателя;
11) уровня вибраций во всем диапазоне частот вращения роторов.
На двигателе могут осуществляться дополнительные измерения, которые признаны необходимыми. Датчики для измерения давления и температуры заторможенного потока воздуха, а также массового часового расхода топлива могут быть установлены на ВС. Перечень измерений, потребных для двигателей ВС местных воздушных линий, может быть сокращен. Необходимость оснащения аппаратурой для измерения уровня вибраций, возбуждаемых каждым ротором в отдельности, должна устанавливаться с учетом особенностей конкретного двигателя.
679. Датчики должны размещаться на двигателе так, чтобы:
1) точки отбора давления находились в напорном участке магистрали после фильтра, если последний предусмотрен в системе. Если на двигателе имеется вспомогательная масляная система, независимая от главной, то должна предусматриваться возможность установки дополнительного датчика для измерения давления масла в возможно ближайшей к смазываемым деталям точке;
2) точки отбора параметра для его измерения и воздействия на регулирующие устройства находились на участке тракта, обеспечивающем равноценное воздействие на измерительные и регулирующие устройства;
3) электрические провода датчиков были надежно защищены от возможных повреждений и размещались в безопасных от повреждения местах на двигателе.
680. Вблизи каждого ответвления магистрали к контрольно-измерительным приборам рекомендуется предусматривать устройства, ограничивающие утечку жидкости в случае разрушения трубопроводов.
681. Должен быть представлен перечень аппаратуры и приборов, необходимых для контроля, регулирования и управления двигателем. Должны быть также указаны потребные пределы точности измерений этой аппаратурой и приборами. Соответствующим образом должны учитываться разрешающая способность и точность аппаратуры и приборов, зависящие от их размеров, и прочее.
682. В двигателе должны быть предусмотрены устройства, необходимые для объективного учета наработки.
683. Двигатель должен быть оборудован устройствами, необходимыми для сигнализации:
1) минимального давления топлива на входе в двигатель;
2) минимального давления масла;
3) превышения допустимого уровня вибраций;
4) превышения максимальной температуры газа;
5) появления стружки в масле;
6) возникновения помпажа;
7) обледенения двигателя;
8) минимального остатка масла в масляном баке;
9) максимального уровня масла в масляном баке;
10) максимального допустимого перепада давлений на топливном фильтре, если последний отнесен к двигателю;
11) превышения допустимой частоты вращения роторов двигателя.
На двигателе могут устанавливаться и другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.
Перечень устройств для сигнализации у двигателей ВС местных воздушных линий может быть сокращен.
684. На двигателях, у которых во внутренних масляных или суфлируемых полостях в случае неисправности возможно возникновение перегрева, способного вызвать пожар, должна применяться система сигнализации о перегреве (пожаре).
Система сигнализации о перегреве (пожаре) должна удовлетворять требованиям.
685. Устройства и системы двигателя, несвоевременное включение или выключение которых может влиять на безопасность полета, должны оснащаться датчиками для сигнализации:
1) положения элементов изменяемой геометрии двигателя (например, поворотных направляющих лопаток компрессора, створок реактивного сопла, реверсивного устройства);
2) автоматического включения системы флюгирования воздушного винта и устройства реверсирования воздушного винта;
3) включения и выключения впрыска жидкости в компрессор.
На двигателе могут устанавливаться другие устройства для сигнализации, если это будет признано необходимым.
686. В Руководстве по технической эксплуатации должны быть включены рекомендации по действиям экипажа при срабатывании средств сигнализации, установленных на двигателе.
Параграф 23. Трубопроводы, разъемы, соединения
687. Все разъемы и соединения в системах топливной, масляной, запуска, зажигания, подвода и отбора воздуха (газа), управления и регулирования, гидравлической, электрической и других должны располагаться в местах, доступных для технического обслуживания. Соединения трубопроводов должны обеспечивать герметичность без их подтягивания в эксплуатации, за исключением тех случаев, которые оговорены в Руководстве по технической эксплуатации и Регламенте технического обслуживания.
688. Трубопроводы всех систем двигателя и элементы их крепления должны выдерживать действующие на них в эксплуатации механические и тепловые нагрузки. Переменные напряжения трубопроводов не должны превышать допустимых значений. Во избежание повреждений трубопроводы должны иметь гарантированные зазоры (люфты) в местах примыкания к ним других элементов конструкции.
689. Трубопроводы, которые проложены в местах конструкции двигателя, где возможны их относительные перемещения, должны иметь элементы, компенсирующие возможную деформацию трубопроводов. В случае применения гибких шлангов последние должны быть утвержденных типов или должно быть подтверждено, что они пригодны для применения в данной системе двигателя.
690. Конфигурация трубопроводов на двигателе должна исключать возможность скопления в них воздуха, паров или отстоя в количестве, могущем вызвать нарушение работы соответствующей системы.
691. Для снижения пожарной опасности трубопроводы двигателя и элементы их крепления должны удовлетворять требованиям.
692. В имеющихся на двигателе замкнутых объемах трубопроводов с рабочими жидкостями или газами, в которых возможно повышение давления выше допустимого уровня, например, под воздействием температуры, должны предусматриваться устройства, исключающие чрезмерные повышения давления.
693. Конструкция трубопроводов и их элементов должна исключать возможность их ошибочного монтажа.
694. Должна быть исключена возможность установки обратных клапанов и других устройств в положение, при котором они работают неправильно.
695. Установка и крепление клапанов и других агрегатов на двигателе должны исключать передачу недопустимых нагрузок от этих устройств на присоединенные к ним трубопроводы.
696. Путем принятых средств маркировки должна быть обеспечена надежная индикация трубопроводов каждой системы, монтируемой на двигателе.
Это требование распространяется и на другие коммуникации, расположенные на двигателе (электрические провода и прочие).
Параграф 24. Испытания двигателя при сертификации "до установки на ВС"
697. При сертификации "до установки на ВС" двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие стендовые испытания:
1) специальные испытания;
2) 150-часовые испытания;
3) испытания по установлению ресурсов.
698. Для оценки результатов всех стендовых испытаний при сертификации двигателя следует учитывать историю доводки двигателя.
699. При испытаниях в необходимых сочетаниях должны измеряться следующие параметры:
1) барометрическое давление, температура и влажность атмосферного воздуха;
2) давление заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
3) температура заторможенного потока воздуха на входе в двигатель;
4) давление воздуха в боксе;
5) частоты вращения роторов;
6) положение рычагов управления двигателями;
7) положение регулируемых элементов компрессора;
8) положение регулируемых элементов реактивного сопла;
9) давление заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
10) температура заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора;
11) давление заторможенного потока газа за турбиной;
12) температура заторможенного потока газа за турбиной;
13) тяга или мощность (для турбовинтового двигателя - также крутящий момент);
14) расход топлива;
15) давление топлива на входе в двигатель;
16) давление топлива перед форсунками;
17) температура топлива на входе в двигатель;
18) давление масла в масляной системе;
19) температура масла на входе в двигатель;
20) температура масла на выходе из двигателя;
21) прокачка масла;
22) расход масла;
23) вибрации корпусов двигателя.
В зависимости от особенностей двигателя, его систем или вида испытаний, указанный перечень параметров может изменяться.
700. Компоновка двигателя для 150-часовых стендовых испытаний и ресурсных испытаний должна полностью совпадать с компоновкой двигателя для государственных испытаний. Идентичность компоновок двигателей для специальных и государственных испытаний должна выдерживаться, по крайней мере, по тем элементам конструкции, которые могут оказать влияние на проверяемые характеристики или свойства двигателя и его элементов. 150-часовые стендовые испытания должны проводиться со стендовым воздухозаборником.
Специальные испытания, при которых проверяется влияние воздухозаборника на параметры двигателя, устойчивость работы компрессора и вибрации лопаток, должны проводиться с воспроизведением ожидаемых полетных возмущений потока воздуха на входе в компрессор. Испытания должны проводиться со штатным реактивным соплом и реверсивным устройством. В тех случаях, когда это необходимо, разрешается применение реактивного сопла иной конструкции.
701. Искусственные средства увлажнения атмосферного воздуха, поступающего в компрессор двигателя, не должны применяться, за исключением специально оговоренных случаев.
702. В испытаниях должны применяться топливо и масло, указанные в технической документации для данного двигателя. Стендовые системы питания двигателя топливом и маслом должны быть оборудованы фильтрами, обеспечивающими тонкость очистки топлива и масла, предусмотренную штатными для двигателя средствами.
703. При указанных испытаниях двигателя должны быть установлены все предназначенные для этого двигателя регуляторы, если в требованиях к конкретным испытаниям не оговорено иное. Для определения характеристик двигателя все агрегаты, не предназначенные для непосредственного обслуживания двигателя, должны быть отключены и не должен производиться отбор воздуха из компрессора для удовлетворения самолетных нужд.
704. Компоновка всех систем стенда (размеры и конфигурация трубопроводов, характеристики электрических проводов, схема фильтрации, емкости и другие) при испытаниях двигателя должна обеспечивать воспроизведение ожидаемых условий эксплуатации двигателя, зависящих от этих элементов.
Элементы настройки регуляторов должны быть отрегулированы перед каждым испытанием. Регулировка не должна изменяться до окончания данного испытания и выполнения всех проверок. Испытания двигателя, не имеющие целью определение основных данных и параметров двигателя, должны проводиться с установленными на нем самолетными агрегатами, загруженными в соответствии с программой испытаний; должны быть определены также потери, вызываемые затратой части мощности на привод агрегатов и отбор воздуха.
705. В процессе 150-часовых испытаний разрешается только обслуживание и ремонт двигателя согласно Руководству по технической эксплуатации.
В случаях, когда внутри двигателя скапливаются пыль и грязь из окружающей испытательный стенд среды, может быть допущена промывка внутреннего тракта двигателя на некоторых этапах 150-часового испытания, но без разборки двигателя.
706. Измеренные при испытаниях двигателя параметры (в том числе измеренное усилие с учетом поправки на влияние внутренней аэродинамики стенда), значения которых зависят от атмосферных условий, для сравнения с заявленными данными должны быть приведены к стандартной атмосфере.
707. Измеренные при испытаниях двигателя параметры следует приводить к стандартной атмосфере по следующим формулам:
статическая тяга:
101,3
Rio = R 0eci24 R s24PAO R 1 TAOlain ain par P AO
частота вращения:
288,15
n io = n eci n d V ------------;
T * AO
часовой расход топлива:
101,3 288,15
G o.io = G o.eci G oPAO G oTAO G od --------- V -------------;
P AO T * AO
расход воздуха:
101,3 T * AO
G a.io = G a.eci G aPAO G aTAO G ad ---------- V -----------;
P AO 288,15
температура:
288,15
T 0*b iocf1 = T 24*1 ecilain plain ain 1 AO
давление:
101,3
P io = P * eci P * P AO P * TAO P * d ------------.
P * AO
Здесь индексы имеют следующие значения:
"пр" - приведенные величины;
"изм" - измеренные величины;
"вх" - параметры на входе в двигатель (с учетом потерь во входном устройстве);
"*" - параметры заторможенного потока.
Коэффициенты влияния R, n, Go, Ga, T * e P * и с соответствующими индексами Р * AO , T * AO и d определяются экспериментально-расчетным способом.
При испытаниях с самолетным воздухозаборником или его имитатором измеренные величины приводятся к стандартной атмосфере по параметрам на входе в воздухозаборник.
708. Измеренные при испытаниях турбовинтового двигателя величины приводятся к условиям стандартной атмосферы. Величину мощности воздушного винта следует приводить к условиям стандартной атмосферы по следующей формуле:
101,3 288,15
N a.io = N a.eci N aPAO N aTAO N ad --------- V ----------,
P AO T * AO
приведенную эквивалентную мощность турбовинтового двигателя следует определять по формуле:
N экв.пр = N в.пр + kR пр ,
где, к - коэффициент пересчета тяги в мощность, принимаемый для взлетной мощности равной 68,2;
R пр - приведенная тяга (кН);
N - мощность (кВт).
709. Различия в типах двигателей, системах их регулирования и конструкциях стендов могут внести коррективы в методику приведения измеренных величин к условиям стандартной атмосферы.
Для приведения могут быть также использованы номограммы или графики приведения, рассчитанные и построенные с учетом типов двигателей, систем их регулирования и конструкций стендов.
710. Если в результате любого из испытаний или в результате проведенного модифицирования в конструкцию вводится какое-либо изменение, то все уже законченные испытания, на которые может повлиять введенное изменение, должны быть повторены.
711. По завершении специальных испытаний, регламентируемых пунктом 748 настоящих Норм, двигатели, на которых они проводились, и их агрегаты, относящиеся к этим испытаниям, должны быть подвергнуты дефектации в объеме, указанном в программе или методике испытаний.
Параграф 25. Специальные стендовые испытания двигателя
712. Двигатель и его детали должны удовлетворительно пройти следующие специальные испытания:
1) по проверке корпусов двигателя на прочность, жесткость, несущую способность и циклическую долговечность;
2) по определению вибрационных характеристик двигателя;
3) по проверке работоспособности двигателя при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры газа перед турбиной и частот вращения роторов ("горячие испытания");
4) по проверке двигателя на достаточность запаса газодинамической устойчивости;
&n