Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов

(Вместе с "Приемлемой процедурой испытаний самозатухающих материалов для установления соответствия требованиям...", "Инструкциями по поддержанию...", "Установкой автоматической системы управления резервной мощностью (АСУРМ)", "Нагрузкой на гидросамолеты", "Уровнями воздействия электромагнитных полей высокой интенсивности (HIRF) и испытательными... для оборудования", "Обозначениями...", "Определениями и терминологией, относящимися к общим требованиям... при отказах функциональных систем (самолетные системы, оборудование, силовые установки)", "Перечнем употребляемых аббревиатур")

(Приняты 06.12.2013 на 34-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства)

Утверждены Постановлением 34-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства от 6 декабря 2013 года

МЕЖГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМИТЕТ

АВИАЦИОННЫЕ ПРАВИЛА

ЧАСТЬ 23

НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ГРАЖДАНСКИХ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ

ЛИСТ УЧЕТА ИЗМЕНЕНИЙ К АВИАЦИОННЫМ ПРАВИЛАМ, ЧАСТЬ 23 "НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ГРАЖДАНСКИХ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ, 1993

Настоящее издание Части 23 Авиационных правил "Нормы летной годности гражданских легких самолетов" (АП-23) включает в себя Поправки с 23-1 по 23-5 к изданию АП-23 1993 года.

Настоящие Авиационные правила, Часть 23 "Нормы летной годности гражданских легких самолетов" (АП-23), включающие в себя Поправки с 23-1 по 25-5 к изданию АП-23 1993 года одобрены Постановлением 34-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 6 декабря 2013 г.

Перечень изменений, введенных соответствующими Поправками, приведен в Листах учета изменений; при этом для каждого изменения указан его характер: изменен, введен, изъят, переобозначен.

Структурно данное издание АП-23 состоит из разделов A, A-0, B, C, D, E, F, G, Приложений A, B, C, D, E, F, G, H, I, J и Дополнения 23F.

Разделы A, B, C, D, E, F, G и Приложения A, B, C, D, E, F, G, H, I и J по содержанию и нумерации параграфов гармонизированы с соответствующими Нормами летной годности Европы - CS 23 с поправками, включая 23-3, - и США - FAR 23 с поправками, включая 23-61.

Дополнение 23F имеет самостоятельную нумерацию и содержит требования к самолетам с различными видами оборудования.

В настоящем издании для выделения дополнительных по отношению к FAR 23 параграфов в их обозначение после цифровой группы дополнительно вводится заглавная буква латинского алфавита (A, B, C и т.д.), дополнительные пункты в параграфах обозначаются строчными буквами латинского алфавита со звездочкой (a*, b*, c* и т.д.), а дополнительные подпункты - арабскими цифрами со звездочкой (1*, 2*, 3* и т.д.), либо i*, ii*, iii* и т.д.

Раздел A. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

23.1. Назначение

(a) Настоящие Нормы содержат требования к летной годности для выдачи Сертификатов типа, Одобрений главных изменений и Дополнительных сертификатов типа на самолеты нормальной, многоцелевой, акробатической категорий и на самолеты переходной категории.

(b) Каждое лицо, которое подает Заявку на получение Сертификата типа, Одобрения главного изменения или Дополнительного сертификата типа, должно доказать соответствие применимым требованиям настоящих Норм.

23.2. [Зарезервирован]

23.3. Категории самолетов

(a) К нормальной категории относятся самолеты с количеством посадочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным сертифицированным взлетным весом не более 5700 кгс и предназначенные для неакробатического применения. Неакробатическое применение включает в себя:

(1) Все маневры, присущие нормальному полету.

(2) Режимы сваливания (кроме "колокола"); и

(3) Плоские "восьмерки", боевые развороты, крутые развороты и другие маневры с углом крена не более 60°.

(b) К многоцелевой категории относятся самолеты с количеством посадочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным сертифицированным взлетным весом не более 5700 кгс и предназначенные для ограниченного акробатического применения. Самолеты, сертифицированные по многоцелевой категории, могут использоваться для всех видов применения, перечисленных в пункте (a) настоящего параграфа, и для ограниченного акробатического применения. Ограниченное акробатическое применение включает в себя:

(1) Штопор (если он утвержден для данного типа самолета); и

(2) Плоские "восьмерки", боевые развороты, крутые развороты и другие маневры с углом крена более 60°, но не более 90°.

(c) К акробатической категории относятся самолеты с количеством посадочных мест, исключая места пилотов, не более девяти, с максимальным сертифицированным взлетным весом не более 5700 кгс и предназначенные для использования без ограничений, кроме тех, которые окажутся необходимыми по результатам проведения летных испытаний.

(d) К переходной (коммьютерной) категории относятся двухдвигательные самолеты с количеством посадочных мест, исключая места пилотов, не более 19, с максимальным сертифицированным взлетным весом не более 8600 кгс. При эксплуатации самолета переходной категории разрешается выполнение любых маневров, присущих нормальному полету, сваливание (за исключением "колокола"), а также крутые развороты с углом крена не более 60°.

(e) За исключением самолетов переходной категории, самолеты могут получать сертификат типа более чем по одной категории настоящих Норм, если они соответствуют требованиям каждой запрашиваемой категории.

Раздел A-0. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТА ПРИ ОТКАЗАХ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ (САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ, ОБОРУДОВАНИЕ, СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ)

1. Общие положения

1.1. Настоящий раздел содержит детализированные требования, пояснительный материал, а также определения и терминологию, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем. Этот раздел дополняет и конкретизирует требования 23.1309(b) и относится ко всем функциональным системам и оборудованию самолета за исключением:

(a) Систем силовой установки, изготовленных как часть сертифицированного двигателя, отказы которых не могут оказать отрицательного влияния на другие системы.

(b) Элементов конструкции (таких, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, узлы крепления двигателя, силовые элементы шасси и узлы его крепления), которые специально рассмотрены в разделах C и D настоящих Норм.

1.2. Требования настоящего раздела не отменяют и не заменяют собой конкретные требования к отказобезопасности отдельных функциональных систем и оборудования, изложенные в других разделах АП-23.

2. [Зарезервировано]

3. Вероятности возникновения особых ситуаций

3.1. [Зарезервирован]

3.2. Применительно к однодвигательному самолету системы, оборудование и установки должны быть спроектированы и построены таким образом, чтобы свести к минимуму опасность для самолета в случае их вероятной неисправности или отказа.

3.3. Самолет, имеющий более одного двигателя, должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с РЛЭ:

3.3.1. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к возникновению катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), оценивалось как практически невероятное и не возникало вследствие одиночного отказа одного из элементов системы.

3.3.2. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к аварийной ситуации (аварийному эффекту), должно оцениваться как событие не более частое, чем крайне маловероятное. При этом рекомендуется, чтобы суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации (аварийного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-6 на час полета.

3.3.3. Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к сложной ситуации, должно оцениваться как событие не более частое, чем маловероятное. При этом рекомендуется, чтобы суммарная вероятность возникновения сложной ситуации (существенного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10-4 на час полета.

3.3.1.1. Все усложнения условий полета и отказные состояния (функциональные отказы, виды отказов систем), приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.

Примечание. Желательно, чтобы любое отказное состояние, приводящее к усложнению условий полета (незначительному эффекту), не могло быть отнесено к частым событиям.

3.3.4. [Зарезервирован]

3.3.5. При анализе особой ситуации (эффекта), вызванной отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы), необходимо учитывать факторы, которые могут усугубить последствия (степень опасности) начального отказного состояния (вида отказа системы), включая связанные с отказом условия на самолете, которые могут влиять на способность экипажа справиться с прямыми последствиями, например: наличие дыма, перегрузка, прерывание связи, изменение давления в кабине и т.п.

3.3.6. Действия экипажа. При анализе последствий определенного отказного состояния (функционального отказа, вида отказа системы), должны учитываться вероятность отказа (отказов), наличие и характер сигнализации (информации) об отказе, сложность действий экипажа, а также периодичность соответствующей тренировки экипажа.

3.4. Операции с отказными состояниями и внешними воздействиями (явлениями). При анализе последствий отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем) необходимо учитывать критичные (определяющие) внешние воздействия (явления) и их вероятность. Эксплуатационные ограничения должны устанавливаться с учетом вероятности внешних воздействий (явлений) и отказных состояний (видов отказов систем), характеристик самолета, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых систем и оборудования.

4. Приемлемые методы

4.1. [Зарезервирован]

4.2. Соответствие требованиям настоящего раздела и 23.1309(b) должно доказываться путем анализа и расчета вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки влияния этих отказов на безопасность полета. Такая оценка должна проводиться для каждой системы отдельно и во взаимосвязи с другими системами и (при необходимости) подкрепляться наземными и (или) летными испытаниями, испытаниями на пилотажном стенде или другими видами стендовых испытаний, расчетом или моделированием.

(a) Анализ должен включать в себя возможные виды отказов (в том числе вероятные сочетания видов отказов в различных системах), оценку вероятностей этих видов отказов, последствия для самолета и находящихся на борту людей с учетом этапа полета, условий эксплуатации и внезапности для экипажа возникновения соответствующего отказного состояния, требуемые действия по парированию, возможность обнаружения отказа, процедуры контроля состояния и обслуживания самолета.

(b) При анализе конкретных систем может быть учтен опыт эксплуатации аналогичных систем.

(c) В анализе должно учитываться изменение характеристик системы (систем). При этом может быть использовано статистическое распределение указанных характеристик.

4.3. [Зарезервирован]

4.4. [Зарезервирован]

4.5. [Зарезервирован]

4.6. [Зарезервирован]

4.7. Отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) может быть отнесено к событиям практически невероятным, если выполняется одно из следующих условий:

(a) Указанное состояние возникает в результате двух и более независимых последовательных отказов различных элементов рассматриваемой системы или взаимодействующих с ней систем; или

(b) Указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушения, заклинивания, рассоединения) одного из элементов системы и Разработчик может обосновать практическую невероятность такого отказа, используя для доказательства:

(1) Анализ схемы и реальной конструкции.

(2) Статистическую оценку безотказности подобных конструкций за длительный период эксплуатации (при наличии необходимых данных).

(3) Результаты испытаний по установлению назначенного ресурса соответствующих элементов согласно требованиям разделов настоящих Норм или установления других ограничений контролируемых параметров допустимого предотказного состояния.

(4) Анализ принципов контроля качества изготовления и применяемых конструкционных материалов в серийном производстве, а также стабильности технологических процессов.

(5) Анализ предусмотренных эксплуатационной документацией средств, методов и периодичности технического обслуживания.

Примечание. В тех случаях, когда рассматривается конкретный короткий этап (участок) полета, его продолжительность может учитываться при оценке вероятности единичных и множественных отказов.

4.7.1. Для доказательства соответствия самолета требованиям 3.3.2 должно быть дополнительно выполнено одно из следующих условий:

• Отказное состояние (вид отказа системы) возникает в результате сочетания двух и более независимых последовательных отказов;
• Отказное состояние может быть отнесено к практически невероятным в соответствии с пунктом 4.7(b);
• Отказное состояние является следствием конкретного механического отказа типа заклинивания одного из элементов системы и может быть отнесено к событию не более частому, чем крайне маловероятное, на основании анализа принятых конструктивных решений и результатов опыта эксплуатации аналогичных конструкций, учитывающего используемые принципы контроля качества изготовления и применяемые конструкционные материалы в серийном производстве, стабильность технологических процессов, а также предусмотренные эксплуатационной документацией средства, методы и периодичность технического обслуживания.

4.8. В случае если отказное состояние (вид отказа системы) приводит к возникновению аварийной ситуации (аварийного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Руководство по летной эксплуатации должно содержать рекомендации, позволяющие экипажу принять все возможные меры для предотвращения перехода аварийной ситуации в катастрофическую. Желательно, чтобы указанные рекомендации были проверены в летных испытаниях. В тех случаях, когда летная проверка связана с повреждениями самолета, с особо высокой степенью риска или заведомо нецелесообразна, разработанные рекомендации должны подтверждаться результатами анализа опыта эксплуатации других самолетов, близких по конструкции к сертифицируемому, а также результатами соответствующих лабораторных, стендовых испытаний, моделирования и расчетов.

4.9. В случае если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению сложной ситуации (значительного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по завершению полета в этом случае. Указания РЛЭ по действиям в сложных ситуациях должны быть проверены в летных испытаниях и не должны требовать от экипажа чрезмерных усилий и необычных приемов пилотирования. В отдельных случаях, когда конструкция самолета и его систем не обеспечивает возможности имитации какого-либо вида отказа в летных испытаниях, допускается проверка соответствующих указаний РЛЭ в испытаниях на пилотажном стенде, аттестованном для проведения таких испытаний, или пересчет результатов испытаний на неблагоприятные условия.

4.10. В случае если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к усложнению условий полета, Руководство по летной эксплуатации должно содержать указания экипажу по продолжению полета, методам эксплуатации систем и парированию неисправностей в полете. Если при этом отказное состояние (вид отказа системы) влияет на пилотирование, то рекомендации РЛЭ должны быть проверены летными испытаниями или испытаниями на пилотажном стенде.

Раздел B. ПОЛЕТ

Общие положения

23.21. Доказательство соответствия

(a) Соответствие всем требованиям данного раздела должно быть обеспечено при всех установленных комбинациях веса и центровки самолета в пределах вариантов загрузки, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:

(1) Посредством испытаний на самолете того типа, на который запрошен сертификат типа, или посредством расчетов, основанных на результатах испытаний и не уступающих им по точности; и

(2) Посредством анализа всех возможных комбинаций веса и центровки, если по результатам исследованных комбинаций не может быть сделан обоснованный вывод о соответствии.

(b) В процессе летных испытаний разрешаются следующие величины допустимых отклонений параметров. Однако для отдельных испытаний могут быть разрешены бульшие допуски.

23.23. Ограничения по распределению нагрузки

(a) Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, в пределах которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах поперечного распределения нагрузки, которые могут быть неумышленно превышены, то должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.

(b) Ограничения по распределению нагрузки не могут превышать:

(1) Выбранных пределов.

(2) Пределов, при которых испытывалась конструкция.

(3) Пределов, при которых показано соответствие каждому применяемому требованию, изложенному в данном разделе.

23.25. Весовые ограничения

(a) Максимальный вес. Максимальный вес - это наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм (кроме тех требований, которые удовлетворяются при расчетном посадочном весе). Максимальный вес должен устанавливаться таким образом, чтобы он:

(1) Был не больше, чем наименьший из приведенных ниже:

(i) Наибольший вес, выбранный Заявителем; или

(ii) Максимальный расчетный вес, т.е. наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм к нагружению конструкции (кроме тех требований, которые удовлетворяются при расчетном посадочном весе); или

(iii) Наибольший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям к летным характеристикам.

(2) Был не менее, чем вес, определенный:

(i) При предположении, что все места заняты, вес каждого пилота и пассажира 77 кгс на самолетах нормальной и переходной категорий и 86 кгс - на самолетах многоцелевой и акробатической категорий, если на трафарете не указан другой вес; и

(A) При полностью заправленных маслобаках.

(B) При количестве топлива, достаточном, по крайней мере, для полета при работе двигателя(ей) на режиме максимальной продолжительной мощности не менее 30 мин для дневного визуального полета и не менее 45 мин - для ночного полета и полета по приборам.

(ii) Летный экипаж минимального состава на рабочих местах, топливные баки и маслобаки заправлены полностью.

(b) Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям настоящих Норм) должен устанавливаться таким образом, чтобы он был не больше суммы:

(1) Веса пустого самолета, определяемого в соответствии с 23.29.

(2) Веса требуемого минимального экипажа (считая вес каждого члена экипажа по 77 кгс); и

(3) Веса топлива, определяемого следующим образом:

(i) Для самолетов с ТРД - равного 5% от полной заправки топливом при конкретной компоновке топливных баков; и

(ii) Для других самолетов - равного весу топлива, необходимого на полчаса полета на режиме работы двигателей при максимальной продолжительной мощности.

23.29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка

(a) Вес пустого самолета и соответствующая ему центровка должны определяться путем взвешивания самолета с учетом:

(1) Закрепленного балласта.

(2) Невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с 23.959; и

(3) Полного веса рабочих жидкостей, включая:

(i) Масло.

(ii) Гидравлическую жидкость; и

(iii) Другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, за исключением питьевой воды; воды, предварительно заливаемой в туалет; воды, предназначенной для впрыска в двигатель(и).

(b) Условия, при которых производится взвешивание пустого самолета, должны быть четко определены и легко воспроизводимы.

23.31. Съемный балласт

Для демонстрации соответствия самолета требованиям настоящего раздела к летным характеристикам разрешается использовать съемный балласт, если:

(a) Место размещения балласта и его крепление надлежащим образом спроектировано и установлено и имеет маркировку в соответствии с 23.1557; и

(b) В Руководстве по летной эксплуатации, в утвержденных инструкциях или на соответствующих трафаретах и надписях имеются указания по правильному размещению съемного балласта для каждого варианта загрузки, при котором необходим съемный балласт.

23.33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта

(a) Общие положения. Должны быть установлены такие предельные значения частоты вращения и шага воздушного винта, которые обеспечивают безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации.

(b) Воздушные винты с неизменяемым в полете шагом.

(1) На взлете и на начальном участке набора высоты при наивыгоднейшей скорости со всеми работающими двигателями, определенной в 23.65, воздушный винт должен ограничивать частоту вращения вала двигателя при полностью открытом дросселе или при максимально допустимом взлетном давлении наддува величиной, не превышающей максимально допустимую взлетную частоту вращения.

(2) В процессе планирования с закрытым дросселем, при непревышаемой скорости (VNE или VMO), обозначенной на трафарете, воздушный винт не должен вызывать раскрутку двигателя более чем до 110% частоты вращения максимального продолжительного режима.

(c) Воздушные винты изменяемого в полете шага без регулятора постоянной частоты вращения. Каждый воздушный винт, шагом которого можно управлять в полете, но не имеющий регулятора постоянной частоты вращения, должен иметь средства ограничения пределов шага с тем, чтобы:

(1) При наименьшем возможном шаге соблюдалось соответствие пункту (b)(1) настоящего параграфа; и

(2) При наибольшем возможном шаге соблюдалось соответствие пункту (b)(2) настоящего параграфа.

(d) Воздушные винты изменяемого в полете шага с регулятором постоянной частоты вращения. Каждый воздушный винт изменяемого в полете шага с регулятором постоянной частоты вращения должен иметь:

(1) При работающем регуляторе - находящиеся в регуляторе средства для ограничения максимальной частоты вращения вала двигателя величиной, равной максимально допустимой взлетной частоте вращения.

(2) При неработающем регуляторе, минимальном шаге лопастей воздушного винта и работе двигателя на режиме взлетной мощности, при стоянке самолета и отсутствии ветра:

(i) Средства для ограничения максимальной частоты вращения вала двигателя величиной 103% от максимально допустимой взлетной частоты вращения; или

(ii) Для двигателя с одобренной величиной превышения скорости вращения - средства для ограничения частоты вращения вала двигателя и винта до величины не более одобренной.

Летные характеристики

23.45. Общие положения

(a) Если нет других указаний, требования данного подраздела к летным характеристикам должны удовлетворяться:

(1) В спокойном воздухе и в условиях стандартной атмосферы; и

(2) В условиях конкретной окружающей атмосферы для самолетов переходной категории, для самолетов с поршневыми двигателями и максимальным весом более чем 2720 кг и для самолетов с газотурбинными двигателями.

(b) Если нет других указаний, требования данного подраздела к характеристикам взлета и посадки должны удовлетворяться при следующих условиях:

(1) До высоты аэродрома над уровнем моря 3000 м.

(2) При температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30 °C - для самолетов с поршневыми двигателями с весом 2720 кг и менее.

(3) Для самолетов с поршневыми двигателями, максимальным весом 2720 кг и более, а также для самолетов с газотурбинными двигателями - при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30 °C или температуре, при которой определяется соответствие требованиям 23.1041 - 23.1047 к системам охлаждения (если эта температура ниже).

(c) Характеристики самолета должны быть определены при установке створок капота или средств управления системой охлаждения двигателя воздухом в положение, соответствующее требованиям параграфов 23.1041 - 23.1047.

(d) Располагаемая эффективная тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя, не превышающей установленную мощность или тягу, минус:

(1) Потери на установку; и

(2) Мощность или эквивалентная тяга, поглощаемые агрегатами и оборудованием применительно к конкретным окружающим атмосферным условиям и конкретному режиму полета.

(e) Летные характеристики, на которые влияет мощность или тяга двигателя, должны определяться при относительной влажности воздуха:

(1) 80% - при температуре стандартной атмосферы и ниже.

(2) От 80% - при температуре стандартной атмосферы, линейно изменяющейся до 34% - при температуре на 28 °C выше температуры стандартной атмосферы и при более высокой температуре.

(f) Если не предписано иное, определение дистанций взлета и посадки, изменения конфигурации, скорости и тяги двигателя(ей) должны соответствовать процедурам, установленным Заявителем для эксплуатации. Эти процедуры должны быть такими, чтобы их мог выполнить экипаж средней квалификации.

(g) Дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть установлены для ровной, сухой и твердой ВПП.

Примечание. Если самолет эксплуатируется на грунтовых и снежных аэродромах, дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть определены и приведены в РЛЭ в соответствии с 23.1583(p).

(h) К самолетам переходной категории относится также следующее:

(1) Если не предписано иное, Заявитель должен выбрать конфигурации самолета, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

(2) Конфигурация самолета может варьироваться в зависимости от веса, высоты и температуры таким образом, чтобы быть совместимой с эксплуатационными процедурами, требуемыми в пункте (h)(3) настоящего параграфа.

(3) Если не предписано иное, определение характеристик взлета при неработающем критическом двигателе (траектории набора высоты после взлета, дистанции прерванного взлета, взлетной дистанции и посадочной дистанции), изменения конфигурации самолета, скорости, мощности и тяги следует производить в соответствии с процедурами, установленными Заявителем для эксплуатационных условий.

(4) Должны быть установлены процедуры выполнения ухода на второй круг, соответствующие условиям, предписанным в пунктах 23.67(c)(4) и 23.77(c).

(5) Процедуры, установленные в пунктах (h)(3) и (h)(4) настоящего параграфа, должны:

(i) Быть такими, чтобы их мог уверенно выполнять экипаж средней квалификации в атмосферных условиях, которые обычно встречаются в эксплуатации;

(ii) Использовать методы или устройства, которые являются безопасными и надежными; и

(iii) Включать допуск на любые реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

23.49. Скорость сваливания

(a) Скорости VS0 и VS1 являются индикаторной земной скоростью сваливания, если таковая достижима, или минимальной скоростью установившегося полета, на которой самолет управляем при следующих условиях:

(1) На самолетах с поршневыми двигателями - двигатели на режиме малого газа, дроссели закрыты или находятся в положении, соответствующем нулевой тяге и менее, при скорости не выше 110% скорости сваливания.

(2) На самолетах с газотурбинными двигателями - эффективная тяга не должна быть выше нулевой при скорости сваливания или (если результирующая тяга не оказывает заметного влияния на скорость сваливания) - двигатели на режиме малого газа.

(3) Воздушный(ые) винт(ы) (если имеются) во взлетном положении.

(4) Конфигурация самолета такая же, как на испытаниях, при которых используется VS0 и VS1.

(5) Центр тяжести самолета в положении, при котором достигаются наибольшие значения VS0 и VS1; и

(6) Вес самолета, равный весу, при котором скорости VS0 и VS1 используются в качестве критерия для определения соответствия требуемым летным характеристикам.

(b) Скорости VS0 и VS1 должны определяться в летных испытаниях в соответствии с процедурами, установленными в 23.201.

(c) За исключением изложенного в пункте (d) настоящего параграфа, скорость VS0 при максимальном весе не должна превышать 113 км/ч для:

(1) Однодвигательных самолетов; и

(2) Многодвигательных самолетов с максимальным весом 2720 кгс и менее, которые не могут выполнить условия минимальной скороподъемности, установленной в 23.67(a)(1) при неработающем критическом двигателе.

(d) Все однодвигательные самолеты и те многодвигательные с максимальным весом 2720 кгс и менее, у которых скорость сваливания VS0 превышает 113 км/ч и которые не удовлетворяют требованиям 23.67(a)(1), должны удовлетворять требованиям 23.562(d).

23.51. Скорости взлета

Скорость VR есть скорость, на которой с помощью руля высоты пилот начинает изменять угловое положение самолета для создания угла тангажа, при котором происходит отрыв от ВПП или поверхности воды.

(a) К самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий относится следующее:

(1) Для многодвигательных самолетов VR не должна быть меньше, чем большая из 1,05VMCG, 1,05VMC или 1,1VS1.

(2) Для однодвигательных самолетов скорость VR не должна быть меньше VS1; и

(3) Скорость VR должна обеспечивать безопасность взлета при всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий скорость по достижении высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности должна быть не менее:

(1) Для многодвигательных самолетов - большей из:

(i) Скорости, обеспечивающей безопасность продолжения полета или аварийной посадки, если это предписано, во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя.

(ii) 1,1VMC; или

(iii) 1,2VS1,

(2) Для однодвигательных самолетов - большей из:

(i) Скорости, на которой показана безопасность полета во всех условиях, включая турбулентность воздуха и полный отказ двигателя; и

(ii) 1,2VS1.

(c) К самолетам переходной категории относится следующее:

(1) Скорость принятия решения V1 должна быть установлена в зависимости от скорости VEF:

(i) Скорость отказа критического двигателя VEF - это индикаторная земная скорость, на которой происходит отказ критического двигателя. Скорость VEF должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше, чем большая из следующих величин - 1,05VMC, установленной в соответствии с 23.149(b), или VMCG установленной в соответствии с 23.149(f).

(ii) Скорость принятия решения V1 является индикаторной земной скоростью, на которой в результате отказа двигателя или по другим причинам пилот, как предполагается, принял решение продолжить или прервать взлет. Скорость принятия решения на взлете V1 должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше скорости VEF плюс изменение скорости, достигнутое при неработающем критическом двигателе в интервале времени между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, что проявляется введением в действие пилотом первого средства торможения в процессе определения дистанции прерванного взлета в соответствии с 23.55.

(2) Скорость VR, выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем, и она не может быть меньше, чем большая из следующих скоростей:

(i) Скорости V1.

(ii) 1,05VMC, установленной в соответствии с 23.149(b), и 1,05VMCG установленной в соответствии с 23.149(f).

(iii) 1,1VS1; или

(iv) Скорости, определяемой в соответствии с 23.57(c)(2), позволяющей получить скорость начального набора высоты V2 до достижения высоты 10,7 м над взлетной поверхностью.

(3) Необходимо использовать одно значение скорости VR при доказательстве соответствия требованиям как для взлета с одним неработающим двигателем, так и взлета со всеми работающими двигателями при любых заданных условиях, таких, как вес, высота, конфигурация и температура.

(4) Безопасная скорость взлета V2, выраженная в виде индикаторной земной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 23.67(c)(1) и (c)(2), но она не должна быть меньше 1,1VMC или меньше 1,2VS1.

(5) Должно быть доказано, что дистанция взлета при одном неработающем двигателе с использованием нормальной угловой скорости подъема носовой опоры шасси на скорости на 10 км/ч меньше VR, установленной в соответствии с пунктами (c)(2) настоящего параграфа, не превышает соответствующую дистанцию взлета при одном неработающем двигателе, определенную в соответствии с 23.57 и 23.59(a)(1) при использовании установленного значения VR. Взлет, выполняемый в соответствии с 23.57, должен безопасно продолжаться от точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью на скорости не более чем (V2 - 10) км/ч.

(6) Заявитель должен доказать, что при всех работающих двигателях заметное увеличение установленной дистанции взлета, определенной в соответствии с 23.59(a)(2), не является результатом чрезмерной угловой скорости тангажа или разбалансировки.

23.53. Характеристики взлета

(a) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий при определении дистанции взлета в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа должны выполняться требования 23.51(a) и (b).

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий потребная дистанция взлета и набор высоты 15 м над уровнем поверхности взлета должна быть определена для любых заданных условий, таких, как вес, высота, конфигурация и температура, установленных для взлета в качестве эксплуатационных ограничений при следующих условиях:

(1) Двигатель(и) работает(ют) на взлетном режиме.

(2) Закрылки во взлетном положении.

(3) Шасси выпущено.

(c) Для самолетов переходной категории характеристики взлета, требуемые в параграфах 23.55 - 23.59, должны определяться при работе двигателя(ей) в пределах утвержденных эксплуатационных ограничений.

23.55. Дистанция прерванного взлета

Для самолетов переходной категории дистанция прерванного взлета должна определяться следующим образом:

(a) Дистанция прерванного взлета является суммой дистанций, необходимых для:

(1) Разгона самолета от точки старта с места до скорости VEF со всеми работающими двигателями.

(2) Разгона самолета от скорости VEF до скорости V1 с отказавшим на скорости VEF критическим двигателем; и

(3) Торможения до полной остановки самолета от точки, в которой достигается скорость V1.

(b) Средства торможения, отличные от тормозов колес, могут быть использованы для определения дистанции прерванного взлета, если эти средства:

(1) Безопасны и надежны.

(2) Используются таким образом, что в обычных условиях эксплуатации можно ожидать получения устойчивых результатов; и

(3) Таковы, что не требуют исключительных усилий и мастерства для управления самолетом.

23.57. Траектория взлета

Для самолетов переходной категории траектория взлета определяется следующим образом:

(a) Траектория взлета простирается от точки старта с места до точки, в которой самолет находится на высоте 450 м над взлетной поверхностью или в которой заканчивается переход от взлетной конфигурации к маршрутной; и

(1) Определение траектории взлета должно основываться на методах, предписанных в 23.45.

(2) Самолет должен разгоняться по земле до скорости VEF, на которой критический двигатель выключается и остается выключенным до конца взлета; и

(3) После достижения скорости VEF самолет должен разгоняться до скорости V2.

(b) При разгоне до скорости V2 носовую опору шасси разрешается отрывать от земли на скорости не ниже VR. Однако уборку шасси разрешается начинать только после отрыва самолета от земли.

(c) При определении траектории взлета в соответствии с пунктами (a) и (b) настоящего параграфа:

(1) Наклон воздушного участка траектории взлета должен быть положительным во всех точках.

(2) Самолет должен иметь скорость V2 при достижении высоты 10,7 м над взлетной поверхностью и должен продолжать полет на скорости, близкой к практически достигнутой, но не меньшей V2 до достижения самолетом высоты 120 м над взлетной поверхностью.

(3) Во всех точках траектории взлета, начиная от точки, в которой самолет достигает высоту 120 м над взлетной поверхностью, полный градиент набора высоты должен быть не меньше чем 1,2%.

(4) До достижения самолетом высоты 120 м над взлетной поверхностью, конфигурация самолета не должна изменяться, кроме уборки шасси и автоматического флюгирования воздушного винта, и нельзя производить изменений мощности или тяги, требующих действий пилота.

(d) Траектория взлета до высоты 10,7 м должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета.

(e) Траектория взлета с высоты 10,7 м и выше должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета или методом суммирования участков взлетной траектории. Если траектория взлета определяется методом суммирования ее участков, то:

(1) Участки должны быть четко определены и должны быть связаны с определенными изменениями конфигурации, мощности или тяги и скорости.

(2) Вес самолета, конфигурация и мощность или тяга должны быть постоянными на каждом участке и должны соответствовать наиболее критическому условию на данном участке траектории.

(3) Траектория полета должна определяться на основе летных характеристик самолета без учета влияния земли.

23.59. Потребные дистанции взлета и разбега

Для самолетов переходной категории потребные дистанции взлета и разбега должны устанавливаться Заявителем.

(a) Потребная дистанция взлета должна быть не менее чем:

(1) Расстояние по горизонтали вдоль траектории взлета с одним отказавшим на скорости VEF двигателем от старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемое в соответствии с 23.57; или

(2) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого в соответствии с 23.57.

(b) Потребная дистанция разбега должна быть не менее чем:

(1) Расстояние по горизонтали вдоль траектории взлета с одним отказавшим на скорости VEF двигателем от точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость VLOF, и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемое в соответствии с 23.57.

(2) 115% расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета со всеми работающими двигателями от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость VLOF, и точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью (определяемого по методу, указанному в 23.57).

23.61. Траектория начального набора высоты

Для самолетов переходной категории траектория начального набора высоты должна определяться следующим образом:

(a) Траектория начального набора высоты начинается на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью в конце потребной дистанции взлета, определяемой в соответствии с 23.59.

(b) Данные чистой траектории начального набора высоты должны определяться таким образом, чтобы они представляли фактические траектории начального набора высоты, определенные в соответствии с 23.57 и пунктом (a) настоящего параграфа, уменьшенные в каждой точке на градиент набора высоты, равный 0,8%.

(c) Указанное уменьшение градиента набора высоты разрешается вводить как эквивалентное уменьшение ускорения на той части траектории начального набора высоты, на которой самолет разгоняется в горизонтальном полете.

23.63. Набор высоты. Общие положения

(a) Соответствие требованиям параграфов 23.65, 23.66, 23.67, 23.69 и 23.77 должно быть продемонстрировано с учетом следующих условий:

(1) Отсутствие влияния земли.

(2) Скорости при наборе/снижении должны быть не менее тех, которые продемонстрированы в соответствии с требованиями по охлаждению двигателей, указанными в параграфах 23.1041 - 23.1047.

(3) Если не указано иное, угол крена при одном неработающем двигателе должен быть не более 5° для выдерживания прямолинейного полета.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должно быть продемонстрировано соответствие требованиям 23.65(a), 23.67(a) и 23.77(a) при выбранных максимальных взлетном и посадочном весах в стандартной атмосфере.

(c) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинными двигателями должно быть продемонстрировано соответствие требованиям к характеристикам взлета и посадки для всех возможных весов, в зависимости от высоты аэродрома и температуры наружного воздуха с учетом эксплуатационных ограничений, установленных:

(1) В 23.65(b), 23.67(b)(1) и (2) - для взлета; и

(2) В 23.67(b)(2) и 23.77(b) - для посадки.

(d) Для самолетов переходной категории должно быть показано значение дистанций взлета и посадки для всех возможных весов в зависимости от высоты аэродрома и температуры наружного воздуха с учетом эксплуатационных ограничений, установленных:

(1) В 23.67(c)(1), (c)(2) и (c)(3) - для взлета; и

(2) В 23.67(c)(4) и 23.77(c) - для посадки.

23.65. Начальный набор высоты со всеми работающими двигателями

(a) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должен иметь установившийся градиент набора высоты на уровне моря не менее 8,3% для сухопутных самолетов или 6,7% - для гидросамолетов и амфибий в следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(2) Шасси убрано.

(3) Закрылки во взлетном положении.

(4) Скорость набора высоты не менее чем большая из 1,1VMC или 1,2VS1 для многодвигательных самолетов и не менее 1,2VS1 - для однодвигательных самолетов.

(b) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) должен иметь установившийся градиент набора высоты после взлета не менее 4% над уровнем взлетной поверхности при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) - взлетный.

(2) Шасси выпущено, за исключением случая, когда шасси убирается за время не более 7 с.

(3) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета; и

(4) Скорость набора высоты установлена в соответствии с 23.65(a)(4).

23.66. Начальный набор высоты при взлете с одним неработающим двигателем

Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) градиент набора высоты должен быть установлен для каждого веса, высоты аэродрома и температуры окружающего воздуха, которые установлены Заявителем в качестве эксплуатационных ограничений при следующих условиях:

(a) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(b) Режим работающего(их) двигателя(ей) - взлетный.

(c) Шасси выпущено, за исключением случая, когда шасси убирается за время не более 7 с.

(d) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(e) Полет без крена.

(f) Скорость набора высоты равна той, которая достигается на высоте 15 м при демонстрации соответствия 23.51.

23.67. Набор высоты с одним неработающим двигателем

(a) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее относится следующее:

(1) За исключением самолетов, к которым относятся требования, предписанные 23.562(d), каждый самолет с VS0, большей 113 км/ч, должен быть способен поддерживать постоянный градиент набора высоты не менее 1,5% на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора высоты не менее 1,2 VS1.

(2) Для самолетов, у которых удовлетворяются требования, предписанные 23.562(d), и самолеты с VS0, меньшей 113 км/ч, постоянный градиент набора высоты или снижения на высоте 1500 м над уровнем взлетной поверхности должен устанавливаться при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора высоты не менее 1,2 VS1.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями):

(1) Постоянный градиент набора высоты на высоте 120 м над уровнем взлетной поверхности должен быть положительным при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета; и

(v) Скорость набора высоты равна той, которая достигается на высоте 15 м при демонстрации соответствия 23.51.

(2) Постоянный градиент набора высоты должен быть не менее 0,75% на высоте 450 м над уровнем взлетной или посадочной поверхности при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего(их) двигателя(ей) не превышает режима максимальной продолжительной мощности.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора высоты не менее 1,2VS1.

(c) К самолетам переходной категории относится следующее.

(1) Взлет; шасси выпущено. Установившийся градиент набора высоты на уровне взлетной поверхности должен быть положительным при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении, которое устанавливается быстро и автоматически после отказа двигателя.

(ii) Режим работающего двигателя взлетный.

(iii) Шасси выпущено, створки шасси открыты.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(v) Полет выполняется без крена; и

(vi) Скорость набора высоты V2.

(2) Взлет; шасси убрано. На высоте 120 м над уровнем взлетной поверхности установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 2,0% при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении, которое устанавливается быстро и автоматически после отказа двигателя.

(ii) Режим работающего двигателя взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(v) Скорость набора высоты V2.

(3) Набор высоты в крейсерской конфигурации. Установившийся градиент набора высоты на высоте, превышающей уровень взлетной или посадочной поверхности на 450 м, должен быть не менее 1,2% при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего двигателя не выше максимального продолжительного.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки убраны.

(v) Скорость, рекомендованная для набора высоты, но не менее V2.

(4) Уход на второй круг. На высоте 120 м над уровнем посадочной поверхности установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 2,1% при следующих условиях:

(i) Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

(ii) Режим работающего двигателя взлетный.

(iii) Шасси убрано.

(iv) Закрылки в положении захода на посадку, при которых скорость VS1 не превышает 110% от скорости VS1, соответствующей положению закрылков при заходе на посадку со всеми работающими двигателями; и

(v) Скорость набора высоты устанавливается в соответствии с нормальными процедурами посадки, но не должна превышать 1,5VS1.

23.69. Набор высоты (снижение) в крейсерской конфигурации

(a) Все двигатели работают. Установившийся градиент набора высоты и вертикальная скорость набора высоты должны быть определены при всех весах, высотах и температурах окружающего воздуха в соответствии с ограничениями, установленными Заявителем при следующих условиях:

(1) Режим двигателя(ей) не выше максимальной продолжительной мощности.

(2) Шасси убрано.

(3) Закрылки убраны; и

(4) Скорость набора не менее 1,3VS1.

(b) Отказ одного двигателя. Установившийся градиент набора высоты/снижения должен быть определен при всех весах, высотах и температурах окружающего воздуха в соответствии с ограничениями, установленными Заявителем при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) не выше максимальной продолжительной мощности.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки убраны; и

(5) Скорость набора не менее 1,2VS1 или 1,1VMC.

23.71. Планирование однодвигательного самолета

Должны быть определены горизонтальное расстояние, проходимое в спокойном воздухе при планировании на участке с перепадом высот 300 м с неработающим критическим двигателем, и скорость, при которой это достигается. Воздушный винт (если имеется) должен находиться в положении минимального сопротивления, шасси и механизация крыла - в положении, которое при выключенном двигателе обеспечивает получение приемлемых характеристик планирования.

23.73. Скорости, рекомендованные для захода на посадку

(a) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кг и менее скорость VREF, рекомендованная для захода на посадку, должна быть не менее чем большая из: VMC, определенная в соответствии с 23.149(b) при закрылках, установленных во взлетное положение, и 1,3VS0.

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кг, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) рекомендованная для захода на посадку скорость VREF должна быть не менее чем большая из: VMC, определенная в соответствии с 23.149(c), и 1,3VS0.

(c) Для самолетов переходной категории рекомендованная для захода на посадку скорость VREF должна быть не менее чем большая из: 1,05 VMC, определенная в соответствии с 23.149(c), и 1,3 VS0.

23.75. Посадочная дистанция

Посадочная дистанция - расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью до полной остановки - должна быть определена при стандартной температуре для каждого веса и каждой высоты, установленной в качестве эксплуатационного ограничения в следующих условиях:

(a) Установившееся планирование при заходе на посадку должно выдерживаться до высоты 15 м с земной индикаторной скоростью не менее чем VREF, установленной в соответствии с 23.73(a), (b) или (c), что приемлемо.

(1) Постоянное снижение до высоты 15 м должно происходить с градиентом не более чем 5,2% (3°).

(2) Если Заявитель может продемонстрировать испытаниями безопасное постоянное снижение с большей крутизной, чем 5,2%, до высоты 15 м, то этот градиент должен быть установлен как эксплуатационное ограничение, указан в РЛЭ и его значение должно легко определяться пилотом на предназначенном для этого приборе.

Примечание. Для самолетов со скоростями захода на посадку менее 200 км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты:

a) 9 м при градиенте снижения 5,2%;

b) 15 м при градиенте снижения более 5,2%, но не более 10%.

(b) Посадочная конфигурация самолета должна сохраняться в течение всего маневра посадки.

(c) Посадка должна выполняться без превышения допустимых вертикальных перегрузок или стремления к подпрыгиванию, "козлению", капотированию и неуправляемому развороту на земле и воде.

(d) Должно быть показано, что безопасный переход к условиям ухода на второй круг, указанным в 23.77, может быть выполнен исходя из условий, существующих на высоте 15 м при максимальном посадочном весе, или при максимальном посадочном весе для высоты и температуры, соответствующих 23.63(c)(2) или (d)(2), что приемлемо.

(e) Торможение колес шасси должно производиться так, чтобы не происходило сильного изнашивания тормозов или колес.

(f) Средства, отличающиеся от колесных тормозов, могут быть использованы, если эти средства:

(1) Безопасны и надежны.

(2) Используются таким образом, что можно ожидать устойчивых результатов в эксплуатации.

(g) Если использование каких-либо средств торможения самолета на сухой ВПП зависит от работы двигателя(ей) и посадочная дистанция возрастает при неработающем двигателе, то посадочная дистанция в этом случае должна определяться при неработающем двигателе, если не применяются другие компенсирующие средства, которые обеспечивают получение посадочной дистанции не более той, которая получена при всех работающих двигателях. На ВПП, покрытых осадками, допускается определение посадочной дистанции при использовании средств торможения самолета, зависящих от работы двигателя(ей), если показано, что посадка не требует исключительного мастерства или исключительно благоприятных условий.

(a*) Если дополнительные средства торможения приводятся в действие не автоматически и летными испытаниями не доказано, что их применение до касания не может привести к нежелательным последствиям, то начало их применения допускается не ранее чем через 3 секунды от момента касания самолетом взлетно-посадочной поверхности.

(b*) На основании посадочных дистанций, указанных выше в настоящем параграфе, определяются потребные посадочные дистанции для следующих условий эксплуатации:

(1) Для сухих взлетно-посадочных полос потребная посадочная дистанция должна быть не менее посадочной дистанции, умноженной на коэффициент:

(i) 1,67 - для основных аэродромов.

(ii) 1,43 - для запасных аэродромов.

(2) Для взлетно-посадочных полос, покрытых атмосферными осадками, потребная посадочная дистанция должна быть не менее:

(i) Посадочной дистанции при посадке на ВПП с рассматриваемым состоянием поверхности, умноженной на коэффициент 1,43.

(ii) Потребной посадочной дистанции, определенной в пункте (b*)(1)(i) настоящего параграфа.

(3) В том случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на мокрых ВПП не производилось, потребная посадочная дистанция должна быть не менее потребной посадочной дистанции для сухих ВПП, умноженной на коэффициент 1,15.

23.77. Уход на второй круг

(a) Каждый самолет нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кгс и менее должен иметь вертикальную скорость не менее 1 м/с, а установившийся градиент набора высоты на уровне моря должен быть не менее 3,3% при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателя(ей) взлетный.

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки в посадочном положении, за исключением случая, если закрылки можно безопасно убрать не более чем за 2 с без потери высоты и без резких изменений угла атаки, то они могут находиться в убранном положении;

(4) Скорость VREF в соответствии с 23.73(a).

(b) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневым(ми) двигателем(ями) с максимальным весом более 2720 кгс, а также для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) установившийся градиент набора высоты над уровнем посадочной поверхности должен быть не менее 2,5% и вертикальная скорость не менее 1 м/с при следующих условиях:

(1) Мощность или тяга двигателя(ей) не более, чем получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа в положение, рекомендованное для ухода на второй круг.

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки в посадочном положении.

(4) Скорость набора высоты (VREF) в соответствии с 23.73(b).

(c) Для самолетов переходной категории установившийся градиент набора высоты должен быть не менее 3,2% над уровнем посадочной поверхности в следующих условиях:

(1) Мощность или тяга двигателей, получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа в положение, рекомендованное для ухода на второй круг.

(2) Шасси выпущено.

(3) Закрылки в посадочном положении.

(4) Скорость набора высоты (VREF) в соответствии с 23.73(c).

Пилотажные характеристики

23.141. Общие положения

Самолет должен удовлетворять требованиям параграфов 23.143 - 23.253 при любой возможной в практике нагрузке и на всех эксплуатационных высотах, запрашиваемых при сертификации, включая максимальную эксплуатационную высоту, утвержденную в 23.1527, без необходимости исключительного мастерства, быстроты реакции и чрезмерных усилий пилота.

Управляемость и маневренность

23.143. Общие положения

(a) Самолет должен безопасно управляться и выполнять маневры при:

(1) Взлете.

(2) Наборе высоты.

(3) Горизонтальном полете.

(4) Снижении; и

(5) Уходе на второй круг.

(6) Посадке (на повышенной тяге и с убранным газом) с выпущенными и убранными закрылками.

(b) Должна быть обеспечена возможность плавного перехода от одного режима полета к другому (включая развороты и скольжения) без опасности превышения предельной перегрузки на всех возможных режимах эксплуатации (включая условия, обычно возникающие при внезапном отказе любого двигателя многодвигательного самолета).

(c) Если существуют предельные условия вследствие больших усилий на рычагах управления самолетом, то в летных испытаниях должны быть получены количественные величины этих усилий, которые не должны превышать значений, указанных в таблице.

23.145. Продольное управление

(a) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к 1,3VS1, при скорости ниже балансировочной, должна быть обеспечена возможность привычными действиями рычагом управления рулем высоты опустить нос самолета настолько, чтобы нарастание воздушной скорости создавало быстрый разгон до балансировочной скорости при следующих условиях:

(1) Двигатель(и) работает(ют) на максимальном продолжительном режиме.

(2) Газ убран; и

(3) Закрылки и шасси:

(i) Убраны; и

(ii) Выпущены.

(b) Без изменения балансировки и не прилагая на рычаги управления усилий, более указанных в 23.143(c), и которые можно создать одной рукой в течение короткого промежутка времени, требуется выполнение следующих маневров:

(1) При выпущенном шасси, убранных закрылках и при балансировке самолета на скорости, близкой к 1,4VS1, выпустить полностью закрылки как можно быстрее; при этом допускается изменение скорости от 1,4VS1 до 1,4VS0.

(i) Режим двигателя(ей) - малый газ.

(ii) Режим двигателя(ей) - необходимый для горизонтального полета в начальных условиях.

(2) На самолете, сбалансированном на скорости, близкой к 1,3VS0, при выпущенных шасси и закрылках, с режима двигателя(ей) - малый газ - быстро увеличить мощность или тягу до взлетной, убрать закрылки как можно быстрее в положение, рекомендованное для ухода на второй круг. Допускается изменение скорости от 1,3VS0 до 1,3VS1. Шасси убирается при положительном угле набора высоты.

(3) В горизонтальном полете на скорости 1,1VS0 самолета с выпущенными закрылками и шасси, сбалансированного (если это возможно) на этой или близкой скорости, должна быть обеспечена возможность выдерживать приблизительно горизонтальный полет при быстрой уборке закрылков, увеличивая при необходимости режим работы двигателя(ей), но не превышая максимально продолжительного. Если предусмотрено промежуточное положение закрылков, уборка закрылков может быть продемонстрирована с остановкой в этих промежуточных положениях с изменением тяги для выполнения горизонтального полета и балансировкой самолета в новом положении на скорости 1,1VS1, для соответствующей конфигурации при перемещении закрылков:

(i) Из полностью выпущенного положения во все возможные промежуточные положения.

(ii) Из промежуточных положений в убранное.

(iii) Из наименее выпущенного положения в убранное.

(4) С режима работы двигателя(ей) - малый газ, при убранных закрылках и шасси и при балансировке самолета на скорости, близкой к 1,4VS1, быстро увеличить режим двигателя (ей) до взлетного, поддерживая скорость постоянной.

(5) При убранном газе, выпущенных закрылках и шасси, при балансировке самолета на скорости, близкой к VREF, достичь и выдерживать воздушную скорость от 1,1VS0 до меньшей из скоростей: 1,7VS0 или VFE; при этом требуется, чтобы усилия не превышали указанных в 23.143(c) (при наличии штурвала не должны быть превышены усилия, прикладываемые к ободу двумя руками).

(6) В полете на максимальной взлетной мощности с убранным шасси, закрылками во взлетном положении, при балансировке на скорости, близкой к VFE, установленной для самолета с закрылками во взлетном положении, убрать закрылки как можно быстрее, сохраняя скорость постоянной.

(c) На скорости между VMO/MMO и максимальной скоростью, установленной в соответствии с 23.251, должна быть продемонстрирована возможность выхода из завалов, без превышения перегрузки ny = 1,5 или неумышленного превышения скорости.

(d) Должна быть обеспечена возможность при воздействии пилота на рычаги управления с усилием, не превышающим 5 кгс, выдерживать скорость не более скорости VREF в процессе планирования с убранным газом, выпущенными закрылками и шасси, при всех весах самолета, включая максимальный.

(e) Должна быть обеспечена возможность, применяя обычные рычаги управления полетом и газом, за исключением указанных в пунктах (e)(1) и (e)(2) настоящего параграфа, устанавливать нулевую скорость снижения при пространственном положении самолета, пригодном для выполнения управляемой посадки без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений самолета:

(1) На однодвигательных и многодвигательных самолетах - без использования основной системы продольного управления.

(2) На многодвигательных самолетах:

(i) Без использования основной системы путевого управления.

(ii) Без использования основной системы продольного и путевого управления, если единичный отказ любого одного соединительного или передаточного звена способен затронуть работу основных систем как продольного, так и путевого управления.

23.147. Путевое и поперечное управление

(a) Для всех многодвигательных самолетов должна быть обеспечена возможность, сохраняя крен в пределах 5°, безопасно выполнять резкое изменение курса в обоих направлениях. Это должно быть показано на скорости 1,4VS1 с изменением курса до 15° (но не превышая угол, при котором усилия на педалях от руля направления соответствуют пределу, указанному в 23.143), при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает и воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления.

(2) Работающий(ие) двигатель(и) - на режиме не выше максимальной продолжительной мощности.

(3) Шасси:

(i) Убрано; и

(ii) Выпущено.

(4) Закрылки убраны.

(b) Для всех многодвигательных самолетов устойчивость и управляемость должны быть такими, чтобы не допустить крена более 45° или достижения опасного положения в случае внезапного отказа двигателя (с учетом 2 с невмешательства в управление) и обеспечить возможность возвращения самолета в первоначальное положение при следующих условиях:

(1) Режим работы двигателей - максимальная продолжительная мощность.

(2) Закрылки убраны.

(3) Шасси убрано.

(4) Скорость соответствует показанной по требованию 23.69(a).

(5) Положение органов управления всех воздушных винтов (если они имеются) соответствует требованиям 23.69(a).

(c) Для любого самолета должно быть показано, что он безопасно управляется без использования основной системы поперечного управления при всех режимах работы двигателей, при всех утвержденных эксплуатационных скоростях и высотах. Должно быть показано, что летные характеристики самолета не ухудшаются ниже уровня, потребного для безопасного продолжения полета и выполнения управляемой посадки, без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений. Если единичный отказ соединения или передающего звена в системе поперечного управления является причиной ухудшения работы другой системы управления, то соответствие требованиям должно быть показано при отказах в другой системе.

23.149. Минимальная эволютивная скорость

(a) VMC - минимальная эволютивная скорость взлета - является индикаторной земной скоростью, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя обеспечивается возможность сохранения управления самолетом с неработающим двигателем и выдерживания режима прямолинейного полета на этой скорости с креном не более 5°. Способность к выдерживанию прямолинейного установившегося полета на VMC в постоянной конфигурации с углом крена не более 5° должна быть продемонстрирована. Способ, применяемый для имитации отказа двигателя, должен отражать наиболее критический, с точки зрения управляемости, вид отказа силовой установки, возможный в эксплуатации.

(b) Скорость VMC, не превышающая 1,2V_S1 (где V_S1 определяется при максимальном взлетном весе), должна быть определена при неблагоприятных весе и центровке и при отсутствии влияния земли, для взлетной конфигурации при следующих условиях:

(1) Двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги.

(2) Самолет сбалансирован для взлета.

(3) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(4) Шасси убрано.

(5) Управление всех воздушных винтов (если они имеются) в позиции, рекомендованной для взлета.

(c) За исключением самолетов с поршневыми двигателями весом 2720 кгс и менее, все самолеты должны соответствовать пункту (a) настоящего параграфа, а скорость VMC должна определяться также для посадочной конфигурации при следующих условиях:

(1) Двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги.

(2) Самолет сбалансирован на скорости VREF, рекомендованной для захода на посадку со всеми работающими двигателями, и при работе двигателей на режиме, необходимом для снижения с градиентом, соответствующим требованиям 23.75.

(3) Закрылки в посадочном положении.

(4) Шасси выпущено.

(5) Управление всех воздушных винтов (если они имеются) в позиции, рекомендованной для захода на посадку со всеми работающими двигателями.

(d) Минимальная скорость преднамеренного выключения критического двигателя должна быть установлена и предъявлена как безопасная скорость преднамеренного выключения одного двигателя VSSE.

(e) При скорости VMC усилия на педалях руля направления, потребные для сохранения управляемости, не должны превышать 68 кгс и не должна возникать необходимость уменьшения мощности или тяги работающих двигателей. В случае если усилия на педалях равны 68 кгс, скорость VMC равна значению, при котором достигается это ограничение. В процессе маневра самолет не должен выходить на опасные углы и должна быть обеспечена возможность предотвращения ухода с курса на угол больше 20°.

Все это должно достигаться без необходимости применения особых методов пилотирования и без возникновения недопустимых по оценке пилота изменений характеристик устойчивости и управляемости.

(f) VMCG - минимальная эволютивная скорость разбега - является индикаторной земной скоростью, на которой при внезапном отказе критического двигателя в процессе разбега имеется возможность сохранения управления самолетом с помощью только аэродинамических органов управления (без использования управления колесом передней опоры и без превышения усилий на педалях 68 кгс), для безопасного продолжения взлета при обычных методах пилотирования. С момента отказа критического двигателя, при условии, что разбег осуществляется по осевой линии ВПП, и до момента вывода самолета на направление, параллельное курсу взлета, самолет не должен отклоняться в любой точке от осевой линии больше чем на 10 м. Скорость VMCG определяется при следующих условиях:

(1) Конфигурация - все заявленные взлетные конфигурации или наиболее критичная конфигурация, выбранная Заявителем.

(2) Двигатели работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги.

(3) Центровка - наиболее неблагоприятная.

(4) Самолет сбалансирован для взлета.

(5) Вес - наиболее неблагоприятный в пределах взлетных весов.

23.151. Фигуры высшего пилотажа

Все самолеты акробатической и многоцелевой категорий должны быть в состоянии безопасно выполнять фигуры высшего пилотажа, на которые запрашивается сертификат. Должны быть определены безопасные скорости ввода в эти фигуры.

23.153. Управление при посадке

Должна быть обеспечена возможность в посадочной конфигурации безопасно выполнять посадку без превышения усилий, предписанных в 23.143(c), при заходе на посадку:

(a) Со скоростью на 10 км/ч ниже VREF.

(b) На сбалансированном самолете или в состоянии, как можно более близком к сбалансированному без изменения балансировки в процессе маневра.

(c) При снижении с градиентом, который используется для определения посадочной дистанции в соответствии с 23.75.

(d) Только с таким изменением мощности или тяги, которые потребовались бы при нормальном заходе на посадку на скорости VREF.

23.155. Усилия управления рулем высоты при маневрах

(a) Усилие на рычаге управления рулем высоты, необходимое для достижения максимальной положительной маневренной перегрузки в зависимости от максимального веса (G, кгс), должно быть не ниже чем:

(1) При штурвальном управлении - большей из двух величин: G/100 кгс, или 9 кгс, но не требуется, чтобы оно было более 23 кгс; или

(2) При управлении ручкой - большей из двух величин: G/140 кгс, или 7 кгс, но не требуется, чтобы оно было более 16 кгс.

(b) Требования пункта (a) настоящего параграфа должны удовлетворяться в полете с убранными закрылками и шасси, при 75% максимальной продолжительной мощности для поршневых двигателей или при максимальной продолжительной мощности для самолетов с ГТД, в каждом из следующих случаев:

(1) При развороте, после того как самолет сбалансирован в полете без крена на скорости VA.

(2) При развороте, после того как самолет сбалансирован в полете на максимальной скорости, за исключением того, что указанная скорость не должна превышать VNE или VMO/MMO (что подходит).

(c) Не должно быть чрезмерного уменьшения градиента усилия на рычаге управления при увеличении абсолютного значения перегрузки.

23.157. Угловая скорость крена

(a) Взлет. Должна быть обеспечена возможность, используя наиболее благоприятную комбинацию рычагов управления, из установившегося разворота с креном 30° изменять крен на 60° для изменения направления разворота на противоположное в пределах:

(1) На самолетах с максимальным весом 2720 кгс и менее - не более 5 с от начала изменения крена; и

(2) На самолетах с максимальным весом (G, кгс) более 2720 кгс - [(G + 230) / 590] с, но не более 10 с.

(b) Требование пункта (a) настоящего параграфа должно удовлетворяться при кренении самолета в любом направлении в следующих условиях:

(1) Закрылки во взлетном положении.

(2) Шасси убрано.

(3) На однодвигательных самолетах - максимальная взлетная мощность или тяга, на многодвигательных самолетах - неработающий критический двигатель, а его воздушный винт (если имеется) - в положении минимального сопротивления, и максимальная взлетная мощность или тяга остальных двигателей; и

(4) Самолет сбалансирован на скорости, равной наибольшей из 1,2VS1 или 1,1VMC (V2) или, насколько это возможно, наиболее близкой к ней.

(c) Заход на посадку. Должна быть обеспечена возможность, используя наиболее благоприятную комбинацию рычагов управления, из установившегося разворота с креном 30° изменять крен на 60о для изменения направления разворота на противоположное в пределах:

(1) На самолетах с максимальным весом 2720 кгс и менее - не более 4 с от начала изменения крена; и

(2) На самолетах с максимальным весом (G, кгс) более 2720 кгс - [(G + 1280) / 1000] с, но не более 7 с.

(d) Требование пункта (c) настоящего параграфа должно удовлетворяться при кренении самолета в любом направлении в следующих условиях:

(1) Закрылки в посадочном положении.

(2) Шасси выпущено.

(3) При работе всех двигателей на режиме, обеспечивающем заход на посадку с углом 3°; и

(4) Самолет сбалансирован на скорости VREF.

Балансировка

23.161. Балансировка

(a) Общие положения. Самолет должен отвечать требованиям к балансировке, указанным в настоящем параграфе, без дальнейшего приложения усилий, а также перемещения пилотом или автоматическими устройствами основных рычагов управления или соответствующих органов управления балансировкой.

Кроме того, другие условия - изменение загрузки, конфигурации, скорости полета или управления режимом работы двигателя(ей) - не должны утомлять пилота или приводить к необходимости прилагать длительные усилия к органам управления, превышающие указанные в 23.143(c). Это относится к нормальным условиям эксплуатации самолета и к условиям, связанным с отказом одного двигателя, для которых определены летно-технические характеристики.

(b) Поперечная и путевая балансировка. Должна обеспечиваться поперечная и путевая балансировка самолета в горизонтальном полете при убранных закрылках и шасси при следующих условиях:

(1) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий - на меньшей из скоростей 0,9VH, VNO или VMO/MMO.

(2) Для самолетов переходной категории на скоростях от 1,4VS1 до меньшей из VH или VMO/MMO.

(c) Продольная балансировка. Должна обеспечиваться продольная балансировка во всех указанных ниже условиях:

(1) Набор высоты:

(i) На взлетном режиме при скорости, используемой для определения характеристик набора высоты в соответствии с 23.65, с убранным шасси и при взлетном положении закрылков.

(ii) На режиме максимальной продолжительной мощности и в конфигурации, используемой для определения характеристик набора высоты в соответствии с 23.69(a).

(2) Горизонтальный полет с убранными закрылками и шасси, выполняемый на скоростях от 1,4VS1 до меньшей из VH или VNO, или VMO/MMO (что применимо).

(3) Режим снижения на скорости VNO или VMO/MMO (что применимо) с двигателем(ями), работающим(и) на режиме малого газа, шасси и закрылки убраны.

(4) Заход на посадку с выпущенным шасси и

(i) С градиентом снижения 5,2% (3°), при убранных закрылках на скорости 1,4VS1.

(ii) С градиентом снижения 5,2% (3°), на скорости VREF и при положении закрылков в посадочном положении.

(iii) В режиме снижения, используемом для показа соответствия требованиям 23.75, на скорости VREF, с закрылками в посадочном положении.

(d) Кроме того, для многодвигательных самолетов должны обеспечиваться продольная и путевая балансировки, а усилия на рычаге управления от элеронов не должны превышать 2,5 кгс на скорости, используемой для доказательства соответствия требованиям 23.67(a), (b)(2) или (c)(3), при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, воздушный винт (если имеется) в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) - максимально продолжительной мощности.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки в убранном положении.

(5) Угол крена не более 5°.

(e) Кроме того, на самолетах переходной категории в полете во взлетной конфигурации, для которых траектория взлета определяется на скорости V2 и в соответствии с 23.57, должна иметься возможность уменьшить усилия продольного и поперечного управления при наборе высоты более 120 м над уровнем взлетной поверхности до значений 4,5 и 2,5 кгс соответственно, а усилия путевого управления не должны превышать 23 кгс при следующих условиях:

(1) Критический двигатель не работает, воздушный винт в положении минимального сопротивления.

(2) Режим работающего(их) двигателя(ей) - взлетный.

(3) Шасси убрано.

(4) Закрылки в положении, рекомендованном для взлета.

(5) Угол крена не более 5°.

Устойчивость

23.171. Общие положения

Самолет должен обладать продольной, путевой и поперечной устойчивостью в соответствии с требованиями параграфов 23.173 - 23.181. Кроме того, должно быть показано, что по "ощущению" пилота самолет обладает соответствующей устойчивостью и управляемостью (статической устойчивостью) в любых условиях, обычно встречающихся в эксплуатации.

Это должно быть показано в том числе при неработающем критическом двигателе на самолете с числом двигателей два и более. На всех этапах полета самолет не должен обладать особенностями, способствующими его непроизвольному выводу за эксплуатационные ограничения, установленные в РЛЭ.

23.173. Статическая продольная устойчивость

В условиях, указанных в параграфе 23.175, и при указанной там балансировке самолета, характеристики усилий на рычаге управления рулем высоты и силы трения в системе управления должны быть следующими:

(a) Для достижения и выдерживания скоростей меньше балансировочной скорости должны требоваться тянущие усилия, а для достижения и выдерживания скоростей больше указанной балансировочной скорости должны требоваться толкающие усилия. Это должно быть продемонстрировано на любой скорости, которая может быть получена, за исключением скоростей, требующих усилия на рычаге управления, превышающего 18 кгс, и скоростей больше максимальной допустимой скорости или меньше минимальной скорости установившегося полета без сваливания.

(b) При плавном снятии усилия с рычага управления на любой скорости в пределах диапазона скоростей, указанного в пункте (a) настоящего параграфа, скорость должна возвратиться в пределы допусков, установленных для соответствующих категорий самолетов:

(1) На самолетах нормальной, многоцелевой и акробатической категорий скорость должна возвратиться к исходной балансировочной скорости с отклонением от нее в пределах +/- 10% (диапазон свободного восстановления скорости).

(2) На самолетах переходной категории скорость должна возвратиться к исходной балансировочной скорости с отклонением от нее в пределах +/- 7,5% в крейсерском режиме, указанном в 23.175(b).

(c) Усилие на рычаге управления должно изменяться по скорости таким образом, чтобы любое существенное изменение скорости приводило к отчетливо ощущаемому пилотом изменению усилия на рычаге управления.

(a*) Балансировочные зависимости усилий на рычаге управления рулем высоты и отклонений рычага управления рулем высоты от перегрузки РВ = f1 (nya) и ХВ = f2 (nya) или от угла атаки \text{Р}_{\text{В}} = U_{1}(\alpha) и \text{Х}_{\text{В}} = U_{2}(\alpha) , при перегрузках nya >= 1 должны иметь отрицательный наклон вплоть до допустимого в эксплуатации угла атаки \alpha_{\text{доп}} или n_{ya} = n_{max}^{\text{Э}}(\alpha) - в зависимости от того, что наступает раньше. Величины градиентов должны быть приемлемыми по оценке пилота.

(b*) При перегрузках nya < 1 балансировочные зависимости РВ = f1 (nya) и ХВ = f2 (nya) или \text{Р}_{\text{В}} = U_{1}(\alpha) и \text{Х}_{\text{В}} = U_{2}(\alpha) на самолетах, не предназначенных для выполнения фигур пилотажа, должны иметь отрицательный наклон до перегрузки nya = 0,5. При дальнейшем уменьшении перегрузки вплоть до nya = 0 допускается положительный наклон балансировочных зависимостей РВ = f1 (nya) и \text{Р}_{\text{В}} = U_{1}(\alpha) , однако уменьшение усилий не должно превышать 30% от максимального значения и остаточное усилие должно превышать силу трения в системе продольного управления не менее чем в три раза.

На самолетах, предназначенных для выполнения фигур пилотажа, при перегрузках nуа < 1 наклон балансировочных зависимостей РВ = f1 (nya) и ХВ = f2 (nya) или \text{Р}_{\text{В}} = U_{1}(\alpha) и \text{Х}_{\text{В}} = U_{2}(\alpha) должен быть отрицательным вплоть до \alpha = \alpha_{\text{доп}} на отрицательных углах атаки или до перегрузки n_{ya} = n_{min}^{\text{Э}}(\alpha) - в зависимости от того, что достигается раньше. Величины градиентов при перегрузках nya < 1 должны быть приемлемыми по оценке пилота.

23.175. Демонстрация статической продольной устойчивости

(a) Набор высоты. Кривая зависимости усилий на рычагах управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на скоростях от 85 до 115% балансировочной скорости при:

(1) Убранных закрылках.

(2) Убранном шасси.

(3) Режим двигателя(ей) соответствует максимальной продолжительной мощности; и

(4) Балансировке самолета на скорости, при которой определены характеристики набора высоты в соответствии с требованиями 23.69(a).

(b) Крейсерский полет. В горизонтальном полете на сбалансированном самолете, с убранными шасси и закрылками, на крейсерских скоростях, рекомендованных для больших и малых высот, включая скорости VNO или VMO/MMO (что подходит), за исключением того, что эта скорость не должна превышать VH.

(1) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий кривая усилий на рычагах управления должна иметь постоянный наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях внутри большего из диапазонов - 15% выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости или 74 км/ч выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, за исключением того, что не обязательно иметь постоянный наклон усилий на рычагах управления.

(i) На скорости менее 1,3VS1; или

(ii) На скоростях более VNE для самолетов, у которых эта скорость установлена в соответствии с 23.1505(a).

(iii) На скоростях более VFC/MFC для самолетов, у которых скорость VMO/MMO установлена в соответствии с 23.1505(c).

(2) Для самолетов переходной категории кривая усилий на рычаге управления должна иметь постоянный наклон, соответствующий устойчивости в диапазоне скоростей на 93 км/ч выше и ниже балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, за исключением того, что не обязательно иметь постоянный наклон усилий на рычагах управления.

(i) На скорости менее 1,4VS1; или

(ii) На скоростях более VFC/MFC или

(iii) На скоростях, на которых усилия на рычаге управления превышают 23 кгс.

(c) Заход на посадку и посадка. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости, на скоростях между 1,1VS1 и 1,8VS1 при:

(1) Закрылках в посадочном положении.

(2) Выпущенном шасси.

(3) Самолете, сбалансированном:

(i) На скорости VREF или на минимальной, если она выше, при работе двигателя(ей) на режиме малого газа; и

(ii) На скорости VREF, при работе двигателя(ей) на режиме, соответствующем снижению с углом 3°.

23.177. Статическая путевая и поперечная устойчивость

(a) Статическая путевая устойчивость, проявляющаяся как тенденция к выходу из скольжения без крена при освобождении руля направления, должна быть обеспечена при любом положении шасси и закрылков, соответствующих конфигурациям для взлета, набора высоты, крейсерского полета, захода на посадку и посадки. Она должна быть показана при работе двигателя(ей) на режиме вплоть до максимального продолжительного и на скоростях от 1,2VS1 вплоть до максимальной допустимой скорости для каждой конфигурации самолета. Угол скольжения при этих испытаниях должен соответствовать типу самолета.

На углах скольжения, вплоть до таких, при которых используется полное отклонение руля направления или достигается ограничение усилия на рычагах управления, установленное в 23.143 (в зависимости от того, что случится первым), на скоростях от 1,2VS1 до VA, не должно возникать обратных усилий на педалях руля направления.

(b) Статическая поперечная устойчивость, проявляющаяся как тенденция поднять опущенное крыло при скольжении, должна быть обеспечена при всех положениях шасси и закрылков. Она должна быть показана с двигателем(ями), работающим(ми) на режиме вплоть до режима 75% максимальной продолжительной мощности, на скоростях от 1,2VS1 для взлетной конфигурации и от 1,3VS1 для других конфигураций вплоть до максимальной допустимой скорости для исследуемой конфигурации при взлете, наборе высоты, крейсерском полете и заходе на посадку. Для посадочной конфигурации мощность двигателя(ей) должна соответствовать прямолинейному полету с углом снижения 3°.

Не должно быть статической поперечной неустойчивости на скорости 1,2VS1 для взлетной конфигурации и 1,3VS1 для других конфигураций.

В этих испытаниях угол крена должен соответствовать типу самолета; при этом угол скольжения не должен быть меньше получаемого в прямолинейном полете с креном 10° или, если он меньше, должен соответствовать максимальному углу крена, достигаемому при полном отклонении руля направления или при усилии на педалях 68 кгс.

(c) Пункт (b) настоящего параграфа не применяется к самолетам акробатической категории, для которых одобрен режим перевернутого полета.

(a*) Для самолетов многоцелевой категории, предназначенных для выполнения фигур высшего пилотажа, и для самолетов акробатической категории допускается небольшая поперечная статическая неустойчивость самолета, если имеется положительная оценка пилотом этой характеристики.

(d) В прямолинейном полете с установившимся скольжением на скорости 1,2VS1 при любых положениях шасси и закрылков, для любой мощности двигателя(ей), вплоть до 50% максимальной продолжительной, и при перемещении рычагов управления элеронами и рулем направления не менее чем на 50% от их максимального значения, усилия на них должны неуклонно возрастать (но не обязательно в постоянной пропорции) по мере увеличения угла скольжения, вплоть до максимального значения, соответствующего данному типу самолета. При больших углах скольжения, вплоть до угла, при котором используется полное отклонение руля направления или элеронов или достигается ограничение по усилиям на рычагах управления, установленное в 23.143, не должен возникать реверс усилий на органах управления. При выдерживании постоянного курса скольжение должно сопровождаться достаточным креном. Быстрый ввод в максимальное скольжение и вывод из него не должны приводить к характеристикам неуправляемого полета.

23.181. Динамическая устойчивость

(a) Любые короткопериодические колебания, за исключением связанных боковых колебаний, возникающие в диапазоне между скоростью сваливания и максимальной допустимой скоростью полета, соответствующими предусмотренной конфигурации самолета, должны интенсивно демпфироваться при условии, что основные рычаги управления:

(1) Освобождены; и

(2) Зафиксированы.

(b) Любые связанные боковые колебания (типа "голландский шаг"), возникающие в диапазоне между скоростью сваливания и максимальной допустимой скоростью полета, соответствующими предусмотренной конфигурации самолета, должны демпфироваться до 1/10 амплитуды за 7 колебаний при условии, что основные рычаги управления:

(1) Освобождены; и

(2) Зафиксированы.

(c) Если установлено, что функция системы повышения устойчивости, указанной в 23.672, должна удовлетворять требованиям настоящих Норм к летным характеристикам, то требования пунктов (a)(2) и (b)(2) настоящего параграфа не распространяются на испытания, необходимые для оценки приемлемости данной системы.

(d) В условиях, указанных в 23.175, в соответствии с которыми усилия на рычагах управления от руля высоты определяются на скорости, отличающейся от балансировочной скорости не более чем на 15%, реакция самолета при быстром освобождении руля высоты не должна приводить к опасным последствиям, а также к чрезмерной связи с величиной усилий управления. Любые длиннопериодические колебания траектории полета (фугоидные колебания) не должны быть такими неустойчивыми, чтобы увеличивать рабочую нагрузку пилота или подвергать опасности самолет.

(a*) Относительный заброс перегрузки и время срабатывания при ступенчатом отклонении ручки управления тангажом должны быть приемлемыми по оценке пилота.

Режимы сваливания

23.201. Сваливание в полете без крена

(a) На самолете должна быть обеспечена возможность управлять креном прямым воздействием поперечного управления и рысканьем прямым воздействием путевого управления вплоть до начала сваливания.

(b) Характеристики сваливания самолета в полете без крена должны быть продемонстрированы в испытаниях следующим образом.

Режим должен начинаться со скорости, большей скорости сваливании не менее чем на 18 км/ч. Рычаг управления рулем высоты необходимо отклонять на себя так, чтобы интенсивность падения скорости не превышала 1,8 км/ч за секунду, до появления одного из условий:

(1) Неуправляемого движения самолета вниз по тангажу.

(2) Момента (или: начала) движения вниз по тангажу, являющегося результатом срабатывания активного устройства предотвращения сваливания.

(3) Достижения рычагом управления рулем высоты упора.

(c) Нормальное использование управления рулем высоты для вывода из сваливания допускается после движения вниз по тангажу в результате безошибочного выполнения условий пунктов (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа или, если рычаг управления рулем высоты достиг упора, после полета в таком положении не менее 2 с.

(d) Во время вывода из сваливания должна быть обеспечена возможность предотвращения крена или рыскания с углом более 15° обычными действиями рычагами управления.

(e) Соответствие требованиям настоящего параграфа должно быть показано при следующих условиях:

(1) Закрылки убраны, отклонены полностью вниз и в промежуточных положениях, если таковые предусмотрены.

(2) Шасси убрано и выпущено.

(3) Створки капота - в соответствии с конфигурацией.

(4) Режим работы двигателя(ей):

(i) Убранный газ; и

(ii) 75% максимальной продолжительной мощности или тяги. Если при 75%-ной максимальной продолжительной мощности или тяге самолет имеет большой угол тангажа, то испытания могут выполняться при меньшей (но не менее 50%) мощности или тяге, потребной для прямолинейного полета в посадочной конфигурации с максимальным посадочным весом на скорости 1,4VS0.

(5) Самолет сбалансирован на скорости, близкой к 1,5VS1.

(6) Воздушный винт (если имеется) в положении, соответствующем максимальной частоте вращения при убранном газе.

23.203. Сваливание в криволинейном полете и динамическое сваливание

Характеристики сваливания в криволинейном полете и динамического сваливания должны быть продемонстрированы в испытаниях следующим образом:

(a) Создать и выдерживать координированный вираж с креном 30°. Снижать скорость равномерно и постоянно уменьшать радиус виража при помощи управления рулем высоты вплоть до сваливания, как указано в 23.201(b). Темп торможения должен быть постоянным и:

(1) В криволинейном полете не должен превышать 1,8 км/ч за секунду.

(2) При динамическом сваливании составлять 6 - 9 км/ч за секунду с нормальной перегрузкой 1,5 (разворот с креном ~ 45 - 50°).

(b) После появления признаков сваливания, указанных в 23.201(b), должна быть обеспечена возможность восстановления управляемого прямолинейного полета без:

(1) Чрезмерной потери высоты.

(2) Чрезмерного кабрирования.

(3) Неуправляемой тенденции к штопору.

(4) Превышения угла крена 60° в ту сторону, в которую происходит разворот, или 30° в противоположную развороту сторону - в случае сваливания в криволинейном полете.

(5) Превышения угла крена 90° в сторону, в которую происходит разворот, или 60° в противоположную развороту сторону - при динамическом сваливании.

(6) Превышения максимальной допустимой скорости и максимальной допустимой перегрузки при динамическом сваливании.

(c) Соответствие требованиям настоящего параграфа должно быть продемонстрировано при следующих условиях:

(1) Закрылки убраны, полностью выпущены и в промежуточных положениях, если таковые предусмотрены.

(2) Шасси убрано и выпущено.

(3) Створки капота - в соответствии с конфигурацией.

(4) Режим работы двигателя(ей):

(i) Убранный газ; и

(ii) 75% максимальной продолжительной мощности или тяги. Если при 75%-ной максимальной продолжительной мощности или тяге самолет имеет большой угол тангажа, то испытания могут выполняться при меньшей (но не менее 50%) мощности или тяге, потребной для горизонтального полета в посадочной конфигурации с максимальным посадочным весом на скорости 1,4VS0.

(5) Самолет сбалансирован на скорости примерно 1,5VS1.

(6) Воздушный винт (если имеется) в положении, соответствующем максимальной частоте вращения при убранном газе.

23.207. Предупреждение о приближении сваливания

(a) В прямолинейном и криволинейном полете с любым заявленным положением закрылков и шасси должно иметься ясное и отчетливое предупреждение о приближении сваливания.

(b) Предупреждение о приближении сваливания может обеспечиваться либо благодаря присущим самолету аэродинамическим свойствам, либо с помощью устройства, которое будет давать ясно различимое указание в предполагаемых условиях полета. Однако использование только одного визуального устройства в кабине, требующего внимания членов экипажа, неприемлемо.

(c) При проведении летных испытаний по определению характеристик сваливания, которые установлены в 23.201(b) и 23.203(a)(1), предупреждение о приближении сваливания должно начинаться на скорости, превышающей скорость сваливания не менее чем на 9 км/ч, и должно продолжаться до возникновения сваливания.

(d) При процедурах, предусмотренных в 23.1585, предупреждение о приближении сваливания не должно случаться в эксплуатации при нормальном взлете, продолженном взлете с одним отказавшим двигателем и при заходе на посадку.

(e) Предупреждение о приближении сваливания, определяемое в соответствии с требованиями 23.203(a)(2), должно начинаться с достаточным запасом по скорости для действий пилота по выводу из сваливания после первых признаков сваливания.

(f) Для самолетов акробатической категории система искусственного предупреждения сваливания может быть выключена при условии, что эта система включается автоматически при взлетной и посадочной конфигурациях.

Режимы штопора

23.221. Режим штопора

(a) Самолеты нормальной категории. Однодвигательные самолеты нормальной категории должны выходить из штопора продолжительностью в один виток или 3 с (в зависимости от того, что больше по времени), при этом не допускается более одного дополнительного витка для вывода при обычно применяемых стандартных действиях рычагами управления, или должно быть продемонстрировано, что самолет противодействует вводу в штопор, т.е. выполняется требование 23.221(a)(2).

(1) К самолету, выполняющему одновитковый или трехсекундный штопор, применяется следующее:

(i) При убранных закрылках, не должны превышаться соответствующая предельная воздушная скорость и максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка;

(ii) Усилия на рычагах управления самолетом не должны быть чрезмерными, а характеристики, встречающиеся при выполнении штопора или при выводе из него, не должны давать непривычного для пилота эффекта.

(iii) При любых действиях рычагами управления самолетом и/или управления двигателем не должен возникать штопор, выход из которого не обеспечен.

(iv) [Зарезервировано]

(2) Противодействие вводу в штопор.

На самолете должно быть продемонстрировано противодействие вводу в штопор следующим образом:

(i) При убранных закрылках:

(a*) В соответствии с установленными в 23.201 маневрами, рычаг управления рулем высоты необходимо отклонить на себя и удерживать в этом положении до окончания режима. Затем, используя элероны и рули привычным образом, должна быть обеспечена возможность выдерживать установившийся полет с креном в пределах 15° и перекладывать самолет из крена 30° одного направления в крен 30° другого направления.

(b*) Уменьшение скорости с помощью продольного управления должно происходить с темпом 1,8 км/ч за секунду до тех пор, пока рычаг продольного управления не достигнет упора. Затем при полностью отклоненном на себя штурвале отклоняется педаль, чтобы содействовать вводу в штопор, на 7 с или на время изменения курса на 360° (в зависимости от того, что происходит раньше). Если раньше достигается разворот 360° по курсу, то время вращения должно быть не менее 4 с. Этот маневр должен быть выполнен сначала с элеронами в нейтральном положении, затем элероны отклоняются против движения штопора самым неблагоприятным способом. Мощность или тяга двигателя и конфигурация самолета должны соответствовать требованиям 23.201(e) и не изменяться в течение маневра. По истечении 7 с или разворота на 360° самолет должен реагировать немедленно и нормально на применение основных средств управления полетом, для выполнения координированного полета без изменения привычных для пилота действий по управлению самолетом и без превышения кратковременных усилий на органах управления, указанных в 23.143(c).

(c*) Согласно требованиям 23.203 должно быть продемонстрировано, что самолет в криволинейном полете летит со скольжением, соответствующим отклонению шарика на индикаторе скольжения на один диаметр. Если перемещение шарика на один диаметр не может быть достигнуто, то педали при демонстрации должны быть отклонены полностью.

(ii) При выпущенных закрылках требование п. 23.203(b)(3) должно быть продемонстрировано на скорости, соответствующей срабатыванию сигнализации о приближении к сваливанию:

(a*) При выполнении координированного разворота на 360° с креном, допустимым в РЛЭ, но не менее 45°.

(b*) При выполнении доворота в течение не менее 7 секунд с креном не более 5° со скольжением, соответствующим 0,5 полного хода педали.

(b) Самолеты многоцелевой категории. Самолет многоцелевой категории должен удовлетворять требованиям пункта (a) настоящего параграфа. Дополнительно должны быть удовлетворены требования пункта (c) настоящего параграфа и 23.807(b)(6), если требуется одобрение режима штопора.

(c) Самолеты акробатической категории. На самолетах акробатической категории должны удовлетворяться требования пункта (a) настоящего параграфа и 23.807(b)(5).

Дополнительно должны удовлетворяться следующие требования для всех конфигураций, для которых запрашивается одобрение режима штопора:

(1) Самолет должен выходить из штопора в 6 витков или большего количества витков, заявленных для сертификации, не более чем за 1 или 1,5 витка соответственно, после обычных действий рычагами управления на вывод.

Однако штопор может быть прерван через 3 витка, если появляется спиральное движение.

(2) Не должны превышаться соответствующие предельная воздушная скорость и предельная маневренная перегрузка. В конфигурации с выпущенными закрылками, заявленной для сертификации, закрылки не могут быть убраны во время вращения самолета.

(3) При любых действиях рычагами управления самолетом или двигателем(ями) в процессе ввода или в течение штопора не должна возникать ситуация, при которой выход из штопора не обеспечен.

(4) Самолет не должен иметь таких характеристик штопора, как чрезмерная скорость вращения, значительные колебания и др., которые могут привести к потере ориентировки или к невозможности вывода из штопора.

Характеристики управляемости на земле и воде

23.231. Продольная устойчивость и управляемость

(a) Сухопутные самолеты не должны иметь неконтролируемой тенденции к "козлению" и капотированию на взлете и посадке во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Тормоза колес должны работать плавно и не должны вызывать какой-либо чрезмерной тенденции к капотированию.

(b) Гидросамолеты и самолеты-амфибии не должны иметь опасных и неконтролируемых характеристик килевой качки при любой эксплуатационной скорости на воде.

23.233. Путевая устойчивость и управляемость

(a) Должна быть установлена и продемонстрирована безопасность при рулении, взлете и посадке на сухой поверхности аэродрома с боковым ветром не менее 0,2 VS0 под углом 90°.

(b) Самолет должен удовлетворительно управляться при выполнении посадок с убранным газом и нормальной посадочной скоростью, без применения тормозов или изменения режима работы двигателя(ей) для выдерживания прямолинейной траектории пробега на скоростях более 50% от скорости касания.

Самолет должен обладать удовлетворительной управляемостью для выдерживания заданного направления разбега на взлете и пробега на посадке с использованием средств торможения в соответствии с РЛЭ в условиях бокового ветра и при всех состояниях поверхности ВПП и поверхности воды, разрешенных для эксплуатации.

(c) Самолет должен иметь достаточную путевую управляемость при рулении.

(a*) Во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации на этапах разбега на взлете, прерванного взлета и пробега на посадке при пилотировании в соответствии с РЛЭ для сухопутных самолетов должна обеспечиваться возможность движения в пределах установленных ВПП и КПТ без выкатываний как при нормальной работе всех систем, так и при возникновении отказов, влияющих на движение по земле, более частых, чем крайне маловероятные.

(d) Гидросамолеты должны продемонстрировать удовлетворительную устойчивость и управляемость при эксплуатации на воде с максимальным боковым ветром, указанным в пункте (a) настоящего параграфа.

23.235. Условия руления, взлета и посадки

Должны быть продемонстрированы удовлетворительные характеристики управления при рулении, взлете и посадке по самой неровной поверхности, которая может встретиться в условиях нормальной эксплуатации, в том числе и на грунтовых ВПП, если на это запрашивается сертификат, а амортизирующий механизм при этом не должен повреждать конструкцию самолета.

Должны быть установлены ограничения и допустимые характеристики аэродрома для всех заявленных условий эксплуатации самолета.

23.237. Эксплуатация на воде

Для гидросамолетов и самолетов-амфибий должны быть установлены высота волны, при которой должна быть продемонстрирована безопасность эксплуатации, и необходимые процедуры управления на воде.

23.239. Брызгообразование

Брызги не должны опасно ухудшать обзор пилотов, повреждать воздушные винты или другие части гидросамолета или самолета-амфибии в процессе руления, взлета и посадки.

Различные летные требования

23.251. Вибрация и бафтинг

Не должно быть настолько сильной вибрации и бафтинга, в результате которых возникает повреждение конструкции, и ни одна из частей самолета не должна подвергаться чрезмерной вибрации при всех соответствующих скоростях полета вплоть до VD/MD, и режимах двигателя(ей). Кроме того, во всех нормальных условиях полета не должно быть бафтинга, настолько сильного, чтобы он препятствовал удовлетворительному управлению самолетом или вызывал чрезмерную усталость экипажа. Допускается бафтинг, удовлетворяющий этим ограничениям, который предупреждает о приближении сваливания.

23.253. Скоростные характеристики

Если в соответствии с 23.1505(c) установлена максимальная эксплуатационная скорость VMO/MMO, то должны соблюдаться следующие характеристики увеличения скорости и вывода из завалов:

(a) Эксплуатационные условия и характеристики, которые могут вызвать непреднамеренное увеличение скорости (включая завалы по тангажу и крену), должны быть воспроизведены на самолете, сбалансированном на любой возможной скорости вплоть до VMO/MMO. Эти условия и характеристики включают завалы от порывов ветра, непреднамеренных перемещений рычагов управления, малых градиентов усилий на рычаге управления относительно величины трения в системе управления, перемещения пассажиров, выравнивания после набора высоты и снижения с высоты, ограничивающей скорость по числу M, до высоты с ограничением по воздушной скорости.

(a*) Максимальная скорость для характеристик устойчивости, VFC/MFC. Скорость VFC/MFC является максимальной скоростью, при которой должны выполняться требования 23.173, 23.175, 23.177, 23.181 при убранных закрылках и шасси. Эта скорость должна быть не менее величины, лежащей посредине между скоростями VMO/MMO и VDF/MDF, за исключением того, что на высотах, где число M является ограничивающим фактором, величина MFC не обязательно должна превышать число M, при котором возникает эффективное предупреждение о достижении ограничения скорости.

(b) Учитывая время реакции пилота, после появления эффективного естественного предупреждения или срабатывания искусственного сигнализатора, указанного в 23.1303, о выходе на ограничение по скорости должно быть продемонстрировано, что самолет может вернуться к нормальному положению, а скорость снижена до VMO/MMO без:

(1) Превышения VD/MD, максимальной скорости в соответствии с 23.251 или ограничений по прочности конструкции; или

(2) Бафтинга, который мог бы привести к снижению возможностей для пилота читать показания приборов или управлять самолетом для выхода из завала.

(c) При всех скоростях, вплоть до максимальной скорости, продемонстрированной в соответствии с 23.251, не должно быть реверса управления относительно любой оси. Любой реверс усилий от руля высоты или тенденция самолета к уходу по тангажу, крену или рысканью не должны быть резкими и должны легко парироваться обычными приемами пилотирования.

Раздел C. ПРОЧНОСТЬ

Общие положения

23.301. Нагрузки

(a) Требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на предписанные коэффициенты безопасности). Если нет специальных оговорок, то под заданными нормированными нагрузками подразумеваются эксплуатационные нагрузки.

(b) Если нет специальных оговорок, то нагрузки, возникающие в воздухе, на земле или на воде, должны быть уравновешены инерционными силами всех частей самолета. Распределение этих нагрузок может быть приближенным, взятым с запасом, или должно точно отражать фактические условия. Методы, применяемые для определения величины и распределения нагрузок, должны подтверждаться измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяемые методы определения этих условий нагружения надежны.

(c) Если деформации конструкции под нагрузкой значительно изменяют распределение внешних или внутренних нагрузок, это перераспределение следует принимать во внимание.

(d) [Зарезервирован]

23.302. Нетрадиционные схемы самолета: с тандемным расположением крыльев или типа "утка"

Передние поверхности для самолетов с тандемным расположением крыльев или типа "утка" должны удовлетворять:

(a) Всем требованиям разделов C и D, относящимся к крылу.

(b) Всем требованиям, относящимся к выполняемым функциям данной поверхности.

23.303. Коэффициент безопасности

За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности принимается равным 1,5.

23.305. Прочность и деформация

(a) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без появления опасных остаточных деформаций. При всех нагрузках, вплоть до эксплуатационных, деформации конструкции не должны влиять на безопасность эксплуатации.

(b) Конструкция должна выдерживать расчетные нагрузки в течение не менее 3 с. Допустимы локальные повреждения или местные потери устойчивости конструкции, возникающие при нагрузках в диапазоне от эксплуатационной до расчетной, если конструкция выдерживает расчетную нагрузку в течение не менее 3 с. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.

(a*) В требованиях раздела C нагрузки заданы без учета инерционных сил, возникающих при упругих колебаниях конструкции самолета. Если собственные частоты этих колебаний и время действия внешнего возмущающего фактора таковы, что влияние указанных инерционных сил может быть существенным, необходимо определить нагрузки с учетом этого влияния, а также в случае необходимости провести лабораторные и соответствующие летные исследования. При этом расчетные условия прочности, определяющие динамическое нагружение самолета, должны быть согласованы с Компетентным органом.

23.307. Доказательства прочности

(a) Соответствие требованиям прочности и деформации, указанным в 23.305, должно быть продемонстрировано для каждого расчетного случая нагружения. Подтверждение прочности конструкции одними расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт, примененный метод расчета является надежным. В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Динамические испытания, в том числе летные испытания конструкции, считаются приемлемыми, если проводилась имитация расчетных условий нагружения.

(b) Определенные части конструкции должны быть подвергнуты испытаниям в соответствии с разделом D настоящих Норм.

(a*) Должно быть продемонстрировано соответствие требованиям к выносливости конструкции, изложенным в параграфах 23.571 - 23.575.

Полетные нагрузки

23.321. Общие положения

(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение составляющей аэродинамической силы, действующей перпендикулярно продольной оси самолета, к весу самолета. За положительную перегрузку принимается перегрузка, при которой аэродинамическая сила направлена вверх по отношению к самолету.

(b) Соответствие требованиям настоящего раздела к полетным нагрузкам должно быть продемонстрировано:

(1) Во всем диапазоне расчетных высот полета, в котором ожидается эксплуатация самолета.

(2) При всех значениях весов, от расчетного минимального веса до расчетного максимального веса.

(3) При всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом практически возможном распределении нагрузки в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в параграфах 23.1583 - 23.1589.

(c) При определении величины и распределения аэродинамических нагрузок необходимо учитывать влияние сжимаемости воздуха, если оно значимо.

23.331. Условия симметричного полета

(a) При определении нагрузок на крыло и поступательных инерционных нагрузок, соответствующих всем условиям симметричного полета, которые указаны в параграфах 23.333 - 23.341, следует учитывать соответствующие балансировочные нагрузки на горизонтальные поверхности точным расчетом или расчетом в запас.

(b) Добавочные нагрузки на горизонтальные поверхности при выполнении маневров и при полете в неспокойном воздухе должны уравновешиваться инерционными силами от угловых ускорений самолета точным расчетом или расчетом в запас.

(c) При определении полетных нагрузок должно быть учтено взаимное влияние аэродинамических поверхностей.

(a*) Должны быть рассмотрены критические величины тяги в диапазоне от нуля до максимальной продолжительной тяги.

23.333. Границы допустимых скоростей и перегрузок

(a) Общие положения. Соответствие требованиям настоящего раздела к прочности должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета (подобной огибающей в пункте (d) настоящего параграфа), которая представляет собой огибающую полетных перегрузок, предусмотренных в пунктах (b) и (c) настоящего параграфа соответственно при выполнении маневров и полета в неспокойном воздухе.

(b) Ограничения для случая маневра. За исключением случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы, предполагается, что самолет подвергается симметричному нагружению при маневрах, при которых действуют следующие эксплуатационные перегрузки:

(1) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в 23.337 при скоростях вплоть до VD.

(2) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка, указанная в 23.337 при скоростях вплоть до VD.

(3) [Зарезервирован]

(c) Ограничения для случая полета в неспокойном воздухе.

(1) Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные перегрузки должны соответствовать условиям, которые определяются следующим образом:

(i) При скорости полета VC на высотах от уровня моря до 6100 м индикаторная скорость восходящих (положительных) и нисходящих (отрицательных) порывов принимается равной 15,2 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 15,2 м/с на высоте 6100 м до 7,6 м/с на высоте 15250 м.

(ii) При скорости полета VD на высотах от уровня моря до 6100 м индикаторная скорость восходящих и нисходящих порывов принимается равной 7,6 м/с. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 7,6 м/с на высоте 6100 м до 3,8 м/с на высоте 15250 м.

(iii) В дополнение к этому для самолетов переходной категории следует учитывать восходящие и нисходящие порывы с индикаторной скоростью 20,1 м/с в турбулентной атмосфере при скорости VB на высотах от уровня моря до 6100 м. Скорость порывов может уменьшаться линейно от 20,1 м/с на высоте 6100 м до 11,6 м/с на высоте 15250 м.

(2) Предполагается, что:

(i) Профиль порыва определяется по формуле

U = \frac{U_{de}}{2} [1 - cos \frac{2\pi s}{25b}]

где:

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с пунктом (c)(1) настоящего параграфа, м/с;

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;

b - средняя геометрическая хорда крыла, м.

(ii) Перегрузки при полете в неспокойном воздухе изменяются линейно по скорости в диапазоне скоростей полета от VC до VD.

(d) Допустимая область полета.

Огибающая перегрузок при маневре

Огибающая перегрузок при полете в неспокойном воздухе

23.335. Расчетные воздушные скорости

Кроме случаев, указанных в пункте (a)(4) настоящего параграфа, выбранные расчетные воздушные скорости являются индикаторными скоростями (EAS).

(a) Расчетная крейсерская скорость VC. Для скорости VC принимаются следующие условия:

(1) VC, км/ч, не должна быть меньше чем:

(i) 27,7 \sqrt{(G/S)} (для самолетов нормальной и многоцелевой категорий и самолетов переходной категории).

(ii) 30,2 \sqrt{(G/S)} (для самолетов акробатической категории),

где G/S - удельная нагрузка на крыло, при максимальном расчетном взлетном весе, кгс/м2;

(2) При значениях G/S больше 98 числовые множители могут уменьшаться линейно по G/S до величины 24 при G/S = 490.

(3) Не требуется, чтобы скорость VC была больше 0,9 VH на уровне моря.

(4) На высотах, для которых установлено MD, выбирается крейсерская скорость, соответствующая MC, ограниченная сжимаемостью воздуха.

(b) Расчетная скорость пикирования VD. Для скорости VD принимаются следующие условия:

(1) VD/MD не должно быть меньше 1,25 VC/MC.

(2) При скорости VC min (требуемая минимальная расчетная крейсерская скорость) VD не должна быть меньше чем:

(i) 1,4 VC min (для самолетов нормальной и переходной категорий).

(ii) 1,5 VC min (для самолетов многоцелевой категории).

(iii) 1,55 VC min (для самолетов акробатической категории).

(3) При значениях G/S больше 98 числовые множители в пункте (b)(2) настоящего параграфа могут уменьшаться линейно по G/S до величины 1,35 при G/S = 490.

(4) Соответствие пунктам (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа не требуется доказывать, если VD/MD выбрано так, что минимальный запас скорости между VC/MC и VD/MD принят не менее большей из следующих величин:

(i) Приращения скорости после ввода самолета в пикирование из установившегося полета при VC/MC и полета его в течение 20 с по траектории на 7,5° ниже первоначальной, а затем перевода на кабрирование с перегрузкой 1,5 (с приращением по 0,5). Предполагается, что до начала кабрирования поршневые двигатели работают на режиме не менее 75% максимальной продолжительной мощности, а газотурбинные - на максимальной крейсерской мощности или, если это меньше, оба типа двигателей работают на режиме, потребном для достижения VC/MC. В момент кабрирования можно допустить уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом; и

(ii) Запаса скорости по числу M не менее 0,05 для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий (на высотах, для которых установлено MD); или

(iii) Запаса скорости по числу M не менее 0,07 для самолетов переходной категории (на высотах, для которых установлено MD), если не использован рациональный анализ, включающий влияние автоматических систем, для обоснования меньшего запаса. Если использован рациональный анализ, то минимальный запас по скорости должен быть достаточен для учета влияния изменения характеристик атмосферы (таких, как горизонтальные порывы, проникновение в спутную струю от реактивного двигателя или холодный атмосферный фронт), инструментальных погрешностей и допустимых изменений в размерах планера, но он не должен быть менее 0,05.

(c) Расчетная маневренная скорость VA. Для скорости VA принимаются следующие условия:

(1) VA не должна быть меньше чем

V_{s} \sqrt{n_{max(a)}^{\text{Э}}} ,

где:

VS - скорость срыва с убранными закрылками при расчетном весе, обычно вычисляемая на основании максимального коэффициента подъемной силы самолета (CN max);

n_{max(a)}^{\text{Э}} - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка.

(2) Не требуется, чтобы скорость VA была больше значения скорости VC, использованного при расчете.

(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва VB. Для определения скорости VB принимаются следующие условия:

(1) VB не должна быть меньше, чем скорость, определяемая точкой пересечения линии, представляющей максимальный коэффициент аэродинамической силы CN max, с линией скорости порыва в турбулентной атмосфере на диаграмме V-n или по формуле V_{S1} \sqrt{n_{g}} , в зависимости от того, какая величина меньше, где:

ng - положительная перегрузка самолета от порыва при скорости VC в соответствии с 23.341 и при рассматриваемом весе;

VS1 - скорость срыва при убранных закрылках при рассматриваемом весе.

(2) Не требуется, чтобы скорость VB была больше скорости VC.

23.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки

(a) Максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка n_{max(a)}^{\text{Э}} не должна быть меньше чем:

(1) 2,1 + 10890 / (G + 4540) - для самолетов нормальной и переходной категорий, но нет нужды устанавливать ее больше 3,8. Здесь G - максимальный расчетный взлетный вес самолета, кгс.

(2) 4,4 - для самолетов многоцелевой категории.

(3) 8,0 - для самолетов акробатической категории.

(b) Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка n_{max(a)}^{\text{Э}} не должна быть меньше (по абсолютной величине) чем:

(1) 0,4 от величины максимальной эксплуатационной маневренной перегрузки для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий.

(2) 6,0 - для самолетов акробатической категории.

(c) Значения маневренных перегрузок меньшие, чем указано в настоящем параграфе, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.

23.341. Перегрузки при полете в неспокойном воздухе

(a) Каждый самолет должен быть рассчитан на нагрузки от порывов, указанных в 23.333(c), действующие на каждую несущую поверхность.

(b) Нагрузки от порывов на каждую несущую поверхность для самолетов с тандемным расположением крыльев или типа "утка" должны быть определены точным расчетом или могут быть рассчитаны в соответствии с пунктом (c) настоящего параграфа при условии, если будет показано, что эти нагрузки определены в запас по отношению к критериям 23.333(c).

(c) В случае отсутствия более точного метода расчета перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны определяться по следующей формуле:

n_{g} = 1 \pm \frac{K_{g}U_{de}VC_{y}^{\alpha}}{16(G/S)} ,

где:

K_{g} = \frac{0,88\mu_{g}}{5,3 + \mu_{g}} - коэффициент ослабления порыва;

\mu_{g} = \frac{2(G/S)}{b\rho C_{y}^{\alpha}g} - массовый параметр самолета;

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва в соответствии с 23.333(c), м/с;

\rho - плотность воздуха, кгс·с2/м4;

G/S - удельная нагрузка на крыло при соответствующем весе в расчетных случаях нагружения, кгс/м2;

b - средняя геометрическая хорда, м;

g - ускорение свободного падения, м/с2;

V - индикаторная скорость самолета, м/с;

C_{y}^{\alpha} - производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/рад) в случае одновременного действия нагрузок от порывов при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение при точном расчете. Можно пользоваться производной коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки (1/рад), если нагрузка от порыва при полете в неспокойном воздухе действует только на крыло, а нагрузка от порывов, действующая на горизонтальное оперение, рассматривается как отдельный расчетный случай.

23.343. Расчетные нагрузки от топлива

(a) Должны быть рассмотрены все комбинации нагрузок, включая вес топлива от нулевого до выбранного максимального.

(b) При размещении топлива в крыле максимальный допустимый вес самолета с минимальным топливом в крыле, в том числе возможно и с нулевым количеством топлива, должен быть установлен как "максимальный вес с минимальным топливом в крыле", если он меньше максимального веса самолета.

(c) Для самолетов переходной категории может быть установлен минимальный остаток топлива, который не превышает запаса топлива, необходимого для 45 мин полета на режиме максимальной продолжительной мощности. Если минимальный остаток топлива установлен, то проверка соответствия требованиям условий нагружения в полете настоящего раздела производится при полетном весе самолета, соответствующем этому остатку топлива. Кроме того:

(1) Расчет конструкции должен быть произведен при нулевом весе топлива в крыле при максимальных эксплуатационных нагрузках, соответствующих:

(i) 90% маневренной перегрузки, определенной в 23.337; и

(ii) Интенсивности порывов, равной 85% от значений, заданных в 23.333(c).

(2) При определении усталостных характеристик конструкции (требуемой остаточной прочности) необходимо принимать во внимание любое увеличение напряжений, возникающих при расчетных условиях, указанных в пункте (c)(1) данного параграфа.

(3) Требования относительно флаттера, деформаций и вибраций также должны обеспечиваться при нулевом весе топлива в крыльевых баках.

23.345. Устройства для увеличения подъемной силы

(a) Если во время взлета, захода на посадку или при посадке используются закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы, то для расчета принимается, что при полностью отклоненных закрылках и предкрылках на скоростях до VF на самолет действуют нагрузки симметричных маневров и порывов, которые создают перегрузки в диапазоне, определяемом следующими условиями:

(1) Маневренные - до эксплуатационной перегрузки 2,0 и перегрузки 0.

(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с, направленных нормально к траектории горизонтального полета.

(b) Предполагается, что VF не должна быть меньше, чем большая из двух скоростей: 1,4VS или 1,8VSF, где:

(1) VS - вычисленная скорость сваливания с убранными закрылками при расчетном весе.

(2) VSF - вычисленная скорость сваливания с полностью выпущенными закрылками при расчетном весе.

(3) Если применяется автоматическое устройство для ограничения нагрузок на закрылки, самолет может быть рассчитан на критические сочетания воздушной скорости и положения закрылков, обеспечиваемые этим устройством.

(c) При определении внешних нагрузок на самолет в целом тягу, спутную струю от воздушного винта и угловое ускорение тангажа можно принимать равными нулю.

(d) Закрылки, механизмы управления ими и поддерживающая их конструкция должны проектироваться на условия, указанные в пункте (a) данного параграфа. Кроме того, при полностью выпущенных закрылках на скорости VF, в предположении, что перегрузка равна 1,0, необходимо учитывать следующие условия, рассматривая их по отдельности, а именно:

(1) Влияние встречного порыва, с индикаторной скоростью 7,6 м/с, в сочетании со спутной струей от воздушного винта, соответствующей работе двигателя на режиме 75% максимальной продолжительной мощности; и

(2) Влияние спутной струи от воздушного винта, соответствующей работе двигателя на режиме максимальной взлетной мощности.

23.347. Условия несимметричного полета

(a) Рассматривается нагружение самолета при несимметричном полете при условиях, указанных в 23.349 и 23.351. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести самолета должны быть уравновешены на основании точного расчета или расчета в запас с учетом основных масс, создающих противодействующие инерционные силы.

(b) Самолеты акробатической категории, для которых запрашивается сертификат для выполнения резких маневров (резкие вращения), должны быть дополнительно рассчитаны на несимметричные нагрузки, действующие на крыло и горизонтальное оперение (см. 23.349(b) и 23.427(a*)(1)(ii), (a*)(3)).

23.349. Случай крена

Крыло и расчалки крыла должны быть рассчитаны на следующие условия нагружения:

(a) На несимметричные нагрузки на крыло, которые зависят от категории самолета. Если нижеследующие значения не приводят к нереальным нагрузкам, то угловые ускорения крена могут быть получены путем изменения условий симметричного полета, указанных в 23.333(d), следующим образом:

(1) Для самолетов акробатической категорий в позициях 1 и 15 предполагается, что 100% аэродинамической нагрузки на полуразмах крыла действует с одной стороны плоскости симметрии и 60% этой нагрузки действует с другой стороны.

(2) Для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий в позиции 1 предполагается, что 100% аэродинамической нагрузки на полуразмах крыла действуют с одной стороны плоскости симметрии и 75% этой нагрузки действуют с другой стороны.

(b) На нагрузки от отклонения элеронов при скоростях, указанных в 23.455, в сочетании с нулевой перегрузкой самолета и перегрузкой, равной 2/3 максимальной эксплуатационной маневренной перегрузки, а для самолетов акробатической категории дополнительно на скорости VC в сочетании с максимальной и минимальной эксплуатационной перегрузкой при маневре. Если нижеследующие значения не приводят к нереальным нагрузкам, то влияние перемещения элеронов на крутящий момент крыла можно учесть, добавляя к коэффициенту момента профиля основной части крыла следующее приращение на участке крыла, занятом по размаху элероном, в критических условиях, определенных в 23.333(d):

\Delta C_{m} = - 0,01\delta,

где:

\Delta C_{m} - приращение коэффициента момента;

\delta - отклонение элерона вниз в критических условиях, град.

23.351. Случай скольжения

Самолет должен быть рассчитан на нагрузки от скольжения, действующие на вертикальные поверхности в случаях, указанных в параграфах 23.441 - 23.445.

23.361. Крутящий момент двигателя

(a) Подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(1) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% эксплуатационной нагрузки в позиции 1, указанной в 23.333(d).

(2) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с эксплуатационной нагрузкой в позиции 1, указанной в 23.333(d).

(3) Для турбовинтовых двигателей, в дополнение к условиям пунктов (a)(1) и (a)(2) настоящего параграфа, эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, умноженный на коэффициент, учитывающий отказ системы управления воздушным винтом, включая быстрое флюгирование воздушного винта, действующие одновременно с нагрузками в горизонтальном полете при перегрузке 1,0. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6.

(b) Для газотурбинных двигателей подмоторные рамы и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

(1) Нагрузку от эксплуатационного крутящего момента двигателя, возникающую в результате резкой остановки двигателя из-за его неисправности или конструктивного отказа (например, из-за заклинивания компрессора).

(2) Нагрузку от эксплуатационного крутящего момента двигателя, возникающую за счет максимального ускорения работы двигателя.

(c) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте (a) настоящего параграфа, должен быть получен умножением среднего крутящего момента при заданной мощности и скорости воздушного винта на коэффициент:

(1) 1,25 - для турбовинтовых двигателей.

(2) 1,33 - для поршневых двигателей с пятью и более цилиндрами.

(3) 2, 3 и 4 соответственно для поршневых двигателей с четырьмя, тремя и двумя цилиндрами.

23.363. Боковая нагрузка на установку двигателя

(a) Подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении (боковую нагрузку на установку) и равную не менее чем:

(1) 1,33; или

(2) 1/3 эксплуатационной перегрузки для позиции 1, указанной в 23.333(d).

(b) Боковая нагрузка, указанная в пункте (a) настоящего параграфа, может считаться не зависящей от других условий полета.

(a*) При расположении двигателя на крыле боковую нагрузку, действующую от оси самолета, следует брать не менее

P_{Z} = \frac{\omega_{X}^{2}rG_{\text{д}}}{g} ,

где:

GД - вес двигателя, кгс;

\omega_{X} - максимальное значение угловой скорости крена, рад/с, полученное в соответствии с условиями, заданными в 23.349;

r - расстояние в плане от центра тяжести двигателя до продольной оси самолета, м;

g - ускорение силы тяжести, м/с2.

(b*) Следует также рассмотреть совместное действие указанной выше боковой нагрузки и нагрузки от веса двигателя.

23.365. Нагружение герметических кабин

Ко всем герметическим отсекам относится следующее:

(a) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдерживать полетные нагрузки в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой установкой регулирующего клапана.

(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете и любые концентрации напряжений.

(c) Если разрешается производить посадку при наличии наддува в кабинах, нагрузки при посадке должны рассматриваться в сочетании с нагрузками от перепада давлений от нуля до максимальной величины, допускаемой при посадке.

(d) Конструкция самолета должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать нагрузки от максимального перепада давлений, допускаемого установкой регулирующего клапана и умноженного на коэффициент 1,33; при этом остальные нагрузки не учитываются.

(e) Если герметическая кабина разделена перегородками или полом на два или большее число отсеков, ее основная конструкция должна быть рассчитана на нагрузки от внезапной разгерметизации в любом отсеке, имеющем наружные двери или окна. Это условие должно быть рассмотрено для нагрузок от разрушения самого большого отверстия в отсеке. Разрешается учитывать влияние утечки воздуха из соседних отсеков кабины.

23.367. Несимметричные нагрузки при отказе двигателя

(a) Самолет должен быть рассчитан на несимметричные нагрузки, возникающие при отказе критического двигателя, включая нижеследующие условия в сочетании для турбовинтового двигателя с однократным отказом системы ограничения сопротивления воздушного винта (флюгирования), причем следует учитывать вероятное корректирующее воздействие пилота на органы управления полетом:

(1) В диапазоне скоростей от VMC до VD нагрузки, вызванные отказом двигателя из-за прекращения подачи топлива, следует рассматривать как эксплуатационные нагрузки.

(2) В диапазоне скоростей от VMC до VC нагрузки, вызванные отсоединением компрессора двигателя от турбины или потерей турбинных лопаток, следует рассматривать как эксплуатационные нагрузки, однако указанный в 23.303 коэффициент безопасности может быть уменьшен до 1,2.

(3) Характер уменьшения тяги и увеличения сопротивления по времени в результате указанных случаев отказа двигателя следует подтвердить испытаниями или другими данными, применимыми к рассматриваемой комбинации "двигатель-воздушный винт".

(4) Характер изменения по времени и величину вероятного корректирующего действия пилота следует определять в запас, учитывая характеристики рассматриваемой комбинации "двигатель-воздушный винт-самолет".

(b) Можно считать, что корректирующее действие пилота прикладывается в момент достижения максимального угла скольжения. Величину корректирующего действия можно определять в соответствии с эксплуатационными усилиями пилота, которые приведены в 23.397, за исключением того, что можно брать меньшие усилия, если расчетом или испытаниями доказана достаточность этих усилий для выправления рыскания и крена, возникающих в указанных условиях отказа двигателя.

23.369. [Зарезервирован]

23.371. Гироскопические и аэродинамические нагрузки

(a) Подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на действие аэродинамических, инерционных и гироскопических нагрузок, возникающих при работе двигателя(ей) и воздушного винта(ов) на режиме максимальной продолжительной мощности при одном из следующих условий:

(1) Условия, указанные в 23.341, 23.351 и 23.423; или

(2) Все возможные сочетания следующих условий:

(i) Скорость рысканья 2,5 рад/с.

(ii) Скорость тангажа 1 рад/с.

(iii) Нормальная перегрузка 2,5.

(iv) Максимальная продолжительная мощность.

(b) Для самолетов, одобренных для выполнения акробатических маневров, подмоторная рама каждого двигателя и поддерживающая ее конструкция должны быть рассчитаны на нагрузки, указанные в пункте (a) данного параграфа, и перегрузки, возникающие при сочетаниях максимальных скоростей рысканья и тангажа.

(c) [Зарезервирован]

(a*) Кроме того, для самолетов, которым разрешен штопор как фигура высшего пилотажа, подмоторная рама двигателя и поддерживающая ес конструкция должны быть рассчитаны на нагрузки, возникающие как при прямом, так и при обратном штопоре. Величины угловых скоростей \omega_{y} при штопоре или маневре принимаются не менее приведенных ниже. Для прямого штопора берутся величина нормальной перегрузки ny = 3,5 и четыре варианта сочетания угловых скоростей:

\omega_{y} - 3,5\text{рад}/\text{с} и \omega_{x} - - 2,0\text{рад}/\text{с};

\omega_{y} - - 3,5\text{рад}/\text{с} и \omega_{x} - 2,0\text{рад}/\text{с};

\omega_{y} - 2,0\text{рад}/\text{с} и \omega_{x} - - 3,5\text{рад}/\text{с};

\omega_{y} - - 2,0\text{рад}/\text{с} и \omega_{x} - 3,5\text{рад}/\text{с}.

Для обратного штопора берутся ny = - 1,0 и те же сочетания угловых скоростей.

Учитывается действие на двигатель инерционных, аэродинамических сил и гироскопических моментов. Из возможных в режиме штопора значений тяги выбираются те, которые создают наиболее тяжелые условия нагружения того или иного элемента установки двигателя. Значения заданных выше перегрузок и угловых скоростей могут быть уточнены на основе материалов исследований в аэродинамических трубах и летных исследований.

23.373. Устройства для управления скоростью полета

Если устройства для управления скоростью полета (такие, как интерцепторы и тормозные щитки) применяются в крейсерском полете, то:

(a) Самолет должен быть рассчитан на нагрузки от симметричных маневров и порывов, которые приведены в 23.333, 23.337 и 23.341, и на нагрузки от маневров со скольжением и от боковых порывов, которые приведены в 23.441 и 23.443, причем указанные выше устройства находятся в выпущенном положении на всех скоростях вплоть до указанной на трафарете максимальной скорости полета с выпущенными устройствами.

(b) Если в этих устройствах предусматривается автоматическое управление или ограничение нагрузки, то самолет должен быть рассчитан на нагрузки от маневров и порывов, указанные в пункте (a) настоящего параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допускаются их механизмами.

Нагрузки на поверхности и систему управления

23.391. Нагрузки на поверхности управления

Считается, что нагрузки на поверхности управления, указанные в параграфах 23.397 - 23.459, имеют место в случаях, которые приведены в параграфах 23.331 - 23.351.

23.392. Нагрузки, параллельные оси шарниров

(a) Поверхности управления и узлы подвески должны иметь достаточную прочность и жесткость при нагрузках, параллельных оси шарниров.

(b) При отсутствии более точных данных инерционные нагрузки можно принять равными K · G, где:

(1) K = 24 - для вертикальных поверхностей.

(2) K = 12 - для горизонтальных поверхностей.

(3) G - вес отклоняющейся поверхности, кгс.

23.395. Нагрузки на систему управления

(a) Все системы управления полетом и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие не менее чем 125% вычисленных шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления в случаях, которые указаны в параграфах 23.391 - 23.459. Кроме того, требуется следующее:

(1) Эксплуатационные нагрузки на систему управления не должны превышать нагрузки, которые могут быть созданы пилотом и автоматическими устройствами, действующими на органы управления. Однако усилия от автопилота не должны складываться с усилиями пилота. Система должна быть рассчитана на максимальные усилия пилота или автопилота, в зависимости от того, что больше. Кроме того, если пилот и автопилот действуют в противоположных направлениях, часть системы, расположенная между ними, должна быть рассчитана на то максимальное усилие, которое создает меньшую нагрузку. Усилия пилота, используемые при расчете, не должны превышать максимальных усилий, которые указаны в 23.397(b).

(2) В любом случае расчет должен обеспечивать жесткость системы в эксплуатации с учетом заклинивания, порывов ветра на земле, руления с попутным ветром, инерционных сил системы управления и сил трения. Соответствие этому требованию может быть доказано расчетом нагрузок, возникающих от приложения усилий, которые указаны в 23.397(b).

(b) Коэффициент 1,25 (125%) вычисленных шарнирных моментов следует использовать при расчете систем руля высоты, элеронов и руля направления. Но если шарнирные моменты берутся по данным тщательных летных испытаний, то коэффициент можно уменьшить вплоть до 1,0; причем фактическое уменьшение зависит от точности и надежности данных.

(c) Считается, что усилия пилота, используемые при расчете, действуют на соответствующие рукоятки управления или опорные площадки педалей, как они действовали бы в полете, и уравновешиваются в точках присоединения проводки управления к "кабанчикам" поверхностей управления.

23.397. Эксплуатационные усилия и моменты управления

(a) В условиях полета воздушные нагрузки на отклоняющиеся поверхности и соответствующие углы отклонения не должны превышать те, что возникают в полете в результате приложения пилотом усилий, указанных в пункте (b) настоящего параграфа. Применяя этот критерий, следует учитывать влияние сервомеханизмов и гидроусилителей системы управления, в также влияние триммеров. Усилие автопилота следует включать в расчет в том случае, если один автопилот может создать нагрузки на поверхности управления более высокие, чем пилот.

(b) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом:

<1> Для расчетного веса G, большего 2270 кгс, указанные эксплуатационные усилия должны быть увеличены линейно по весу до 1,18 от указанных значений при расчетном весе 5700 кгс, а для самолетов переходной категории - до 1,35 от указанных значений при расчетном весе 8600 кгс.

<2> [Зарезервирован]

<3> Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является расчетным, должна быть также рассчитана на действие одной тангенциальной силы, эксплуатационное значение момента от которой в 1,25 раза больше момента пары сил, определенного по этой таблице.

<4> D - диаметр штурвала, м.

<5> Несимметричное усилие должно быть приложено к одному из обычных мест захвата на периметре штурвала управления.

(a*) Элементы системы управления рулем направления должны быть дополнительно рассчитаны на нагрузки, равные 100 кгс и действующие одновременно на каждую педаль.

23.399. Двойное управление

(a) Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на нагрузки от усилий пилотов, действующих в противоположных направлениях, причем усилие каждого пилота должно быть не менее:

(1) 75% усилий, достигаемых в 23.397(b).

(2) [Зарезервирован]

(b) Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на нагрузки от усилий пилотов, действующих в одном направлении, причем усилие каждого пилота должно быть не менее 75% усилий, достигаемых в 23.397(b).

23.401A. Одновременное действие элеронами и рулями (стабилизатором)

(a) Элементы системы управления должны быть проверены на одновременное действие нагрузок при управлении:

(1) Рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления.

(2) Рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами.

(3) Рулем направления и элеронами.

(b) Величину этих нагрузок следует принять равной 75% эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения [см. 23.397(b)].

23.405. Вспомогательная система управления

Вспомогательные органы управления, такие, как тормоза колес, интерцепторы и органы управления триммерами, должны быть рассчитаны на вероятные максимальные усилия, которые пилот может приложить к этим органам управления.

23.407. Влияние нагрузки от триммеров

Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует учитывать только в том случае, когда нагрузки на поверхности ограничены максимальным усилием пилота. В этих случаях считается, что триммеры отклонены в направлении, помогающем пилоту. Эти отклонения должны соответствовать максимальной степени разбалансировки, ожидаемой при скорости, которая соответствует рассматриваемому случаю.

23.409. Триммеры

Триммеры поверхностей управления должны быть рассчитаны на самое неблагоприятное сочетание воздушной скорости и угла отклонения триммеров, которое, вероятно, может иметь место в диапазоне режимов полета при любом используемом случае нагружения.

23.415. Случаи порыва ветра на земле

(a) Система управления должна быть следующим образом рассчитана на нагрузки от поверхностей управления при порывах ветра на земле и при рулении с попутным ветром:

(1) Нагрузки должны передаваться только от "кабанчиков" поверхностей управления на ближайшие упоры и поддерживающие их конструкции.

(2) Нагрузки определяются по следующей формуле:

Мш = kbSq,

где:

Мш - эксплуатационный шарнирный момент, кгсм;

b - средняя хорда поверхности управления за осью вращения, м;

S - площадь поверхности управления за осью вращения, м2;

q - скоростной напор (кгс/м2) при расчетной скорости не ниже 2 \sqrt{G/S} + 4,45(\text{м}/\text{с}) ,

где G/S - нагрузка на крыло при максимальном расчетном взлетном весе (кгс/м2), но при условии, что расчетная скорость не должна превышать 26,8 м/с;

k - коэффициент эксплуатационного шарнирного момента от порывов ветра на земле, приведенный в пункте (b) настоящего параграфа (для элеронов и рулей высоты положительное значение k указывает на момент, стремящийся уменьшить отклонение поверхности, а отрицательное значение k указывает на момент, стремящийся увеличить отклонение поверхности).

(b) Коэффициент k эксплуатационного шарнирного момента для порывов ветра на земле должен принимать следующие значения:

(c) При всех весах, от веса пустого самолета до максимального веса, указанного для швартовки в Руководстве по технической эксплуатации (РЭ), заявленные швартовочные узлы и конструкция их крепления, система управления, поверхности управления и стопоры системы управления должны быть рассчитаны на эксплуатационную нагрузку при швартовке, которая соответствует обдуву самолета в горизонтальной плоскости с любой стороны со скоростью ветра вплоть до 40 м/с.

(a*) Дополнительно должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра, когда орган управления движется от нейтрального положения и ударяется об ограничитель крайнего положения. Разрешается учитывать противодействующее усилие пилота, если в РЛЭ есть указание о необходимости такого действия.

Кроме того, следует рассмотреть нагружение органов управления, устройств стопорения рулей (элеронов) и соответствующих участков систем управления при действии ветра на стоянке.

Горизонтальные стабилизирующие и балансировочные поверхности

23.421. Балансировочные нагрузки

(a) Балансировочная нагрузка на горизонтальные поверхности - это нагрузка, необходимая для сохранения равновесия в любых заданных условиях полета при нулевом ускорении тангажа.

(b) Горизонтальные балансировочные поверхности должны быть рассчитаны на балансировочные нагрузки, имеющие место в любой точке на огибающей эксплуатационных маневров и при соблюдении условий, указанных в 23.345 для закрылков.

23.423. Маневренные нагрузки

Каждая горизонтальная поверхность и поддерживающая ее конструкция, а также основное крыло при схеме самолета с тандемным расположением крыльев или типа "утка", если поверхность имеет управление по тангажу, должны быть рассчитаны на маневренные нагрузки, возникающие при следующих условиях:

(a) Резкое отклонение рычага управления по тангажу на скорости VA:

(1) Максимальное отклонение назад.

(2) Максимальное отклонение вперед.

Эти отклонения ограничиваются упорами управления или усилиями пилота - в зависимости от того, что является расчетным.

(b) [Зарезервирован]

(a*) Случаи, указанные в настоящем пункте, включают в себя нагрузки, соответствующие тем, которые могут иметь место при "контролируемом маневре" (маневре, при котором рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, а затем резко - в противоположном). Величина и время отклонения рычага управления по тангажу выбираются таким образом, чтобы не превышалась максимальная (минимальная) эксплуатационная маневренная перегрузка.

(1) Контролируемый маневр для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий. Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой nI = 1 при любой скорости в диапазоне от VA до VD. Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки nII и nIII. Значения этих перегрузок достигают максимальной величины в переходном режиме.

n_{II} = n_{max(a)}^{\text{Э}},

n_{III} = 1 - \Delta n_{\text{ман}}, но |n_{III}| \leq |n_{min(a)}^{\text{Э}}|,

где: \Delta n_{\text{ман}} = n_{max(a)}^{\text{Э}} - 1

( n_{max(a)}^{\text{Э}}, n_{min(a)}^{\text{Э}} см. 23.337)

Принимается, что маневры выполняются следующим образом: рычаг управления по тангажу резко отклоняется в одном направлении, затем в другом, до положения, значительно удаленного от исходного, затем возвращается в исходное положение. Для приближенной оценки фактических перемещений рычага управления может быть принята следующая формула:

\delta = \delta_{\text{м}} \cdot sin(\omega t),

где:

\delta_{\text{м}} - амплитуда отклонения рычага управления по тангажу;

\omega - круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем \frac{2\pi}{T} ,

где T = 4VA / V;

VA - расчетная маневренная скорость;

V - рассматриваемая скорость.

При этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах. Как правило, достаточно проанализировать 3/4 периода отклонения, если принять, что возвращение рычага управления производится более плавно.

Скорость отклонения рычага управления при сохранении максимального нормального ускорения, достигаемого при маневре, может регулироваться с учетом ограничений, которые могут накладываться величиной прилагаемых пилотом максимальных усилий, указанных в 23.397(b), крайними положениями системы управления и любым другим косвенным путем, определяемым ограничениями в выходных характеристиках системы управления, например моментом сваливания или максимальной скоростью, задаваемой для бустерной системы управления.

При малых усилиях на органы управления (малых усилиях на рычаге управления на единицу перегрузки), а также, когда эти усилия не изменяются как обычно со скоростью полета, следует принимать особые меры предосторожности, чтобы быть уверенным, что опасность разрушения конструкции самолета из-за этого не увеличится.

(2) Контролируемый маневр для самолетов акробатической категории. Исходным режимом является установившийся режим полета с любой скоростью в диапазоне от VA до VD и с перегрузкой nисх. Принимается, что маневр выполняется следующим образом: рычаг управления отклоняется на величину, необходимую для достижения в переходном процессе перегрузки n, а затем, в момент достижения перегрузки n, рычаг управления возвращается в исходное положение. Отклонение рычага управления при безбустерном управлении принимается мгновенным, а при бустерном управлении - с максимальной скоростью, допускаемой характеристиками бустера. На каждой скорости полета должны рассматриваться следующие сочетания перегрузок nисх и n:

Величина отклонения рычага управления по тангажу ограничивается (помимо конструктивного ограничения или ограничения по мощности бустера) максимальным усилием пилота, задаваемым в 23.397(b).

23.425. Нагрузки от порывов

(a) Каждая горизонтальная поверхность, кроме основного крыла, должна быть рассчитана на нагрузки, возникающие:

(1) От порывов со скоростями, указанными в 23.333(c) и действующими при убранных закрылках.

(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с при скорости VF в соответствии с условиями, указанными в 23.345(a)(2).

(b) [Зарезервирован]

(c) При определении полной нагрузки на горизонтальные поверхности для случаев, указанных в пункте (a) настоящего параграфа, вначале надо определить исходные балансировочные нагрузки на поверхности для установившегося полета без ускорений с соответствующими расчетными скоростями VF, VC и VD. Дополнительная нагрузка на поверхность, возникающая от порывов, должна добавляться к исходной балансировочной нагрузке на поверхности для получения полной нагрузки на поверхность.

(d) В случае отсутствия более точного расчета дополнительную нагрузку от порыва на горизонтальные поверхности для самолетов с хвостовым горизонтальным оперением (при условии, что будет показано, что эти нагрузки определены с запасом) следует считать по формуле:

\text{Р}_{\text{ГО}} = 0,06C_{y\text{ГО}}^{\alpha}VU_{de}S_{\text{ГО}}[1 \frac{d\epsilon}{d\alpha}]

где:

РГО - дополнительная нагрузка на горизонтальное оперение, кгс;

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва, м/с;

V - индикаторная скорость самолета, м/с;

C_{y\text{ГО}}^{\alpha} - наклон кривой коэффициента подъемной силы горизонтального оперения, 1/рад;

SГО - площадь горизонтального оперения, м2;

[1 \frac{d\epsilon}{d\alpha}] - коэффициент скоса потока.

23.427. Несимметричные нагрузки

(a) Горизонтальные поверхности, исключая основное крыло, элементы конструкции, к которым они крепятся, и хвостовая часть фюзеляжа должны быть рассчитаны на несимметричные нагрузки, возникающие при скольжении и от воздействия спутной струи от воздушных винтов, в сочетании с нагрузками, предписанными для условий полета, рассмотренных в параграфах 23.421 - 23.425.

(b) При отсутствии более точных данных для самолетов обычных схем (в смысле расположения двигателей, крыла, оперения и формы фюзеляжа) можно считать, что:

(1) 100% максимальной нагрузки случая симметричного полета действует на поверхность управления по одну сторону плоскости симметрии.

(2) По другую сторону должны прикладываться [100 - 10 (nmax(a) - 1)] процентов нагрузки, но эта величина не должна быть более 80 и менее 50%.

Здесь n_{max(a)}^{\text{Э}} - заданная максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка.

(c) [Зарезервирован]

(a*) Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и однокилевого вертикального оперений для всех случаев, предусмотренных в 23.421, 23.423 (a*), 23.425 для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения и для случаев изолированного нагружения вертикального оперения, предусмотренных в 23.441 и 23.443.

(1) Нагружение горизонтального оперения.

Нагрузку на горизонтальное оперение необходимо определять следующим образом. Балансировочные нагрузки должны определяться при перегрузке

nсовм = 1 + 0,75 (n - 1),

где:

n - перегрузка рассматриваемого случая при изолированном нагружении;

nсовм - перегрузка при совместном нагружении.

(i) Для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения [см. 23.423(a*)(1)], но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок nI, nII и nIII:

nI = 1;

n_{II} = 1 + 0,75 \cdot \Delta n_{\text{ман}};

n_{III} = 1 - 0,75 \cdot \Delta n_{\text{ман}},

но |n_{III}| \leq |1 - 0,75(1 - \Delta n_{min(a)}|.

Здесь - \Delta n_{\text{ман}} = n_{max(a)}^{\text{Э}} - 1.

(ii) Для самолетов акробатической категории маневренные нагрузки определяются из расчетов, аналогичных расчетам изолированных случаях нагружения [см. 23.423(a*)(2)], но при этом должны быть приняты следующие сочетания перегрузок nисх и n:

(iii) Маневр на скорости VA [см. 23.423(a)] совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается.

(iv) Нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений Ude, равных 75% их значений при изолированном нагружении (см. 23.425).

(2) Нагружение вертикального оперения.

Нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения следует принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении (см. 23.441 и 23.443), а углы скольжения самолета и отклонения руля направления - равными 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.

(3) Совместное нагружение.

При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует считать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенным в каждом 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).

(b*) При расположении горизонтального оперения на вертикальном следует дополнительно рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения нагрузками, приходящимися на него в изолированных случаях нагружения (см. 23.441 и 23.443), и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна балансировочной нагрузке горизонтального полета. Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения для соответствующего случая нагружения вертикального оперения.

Вертикальные поверхности

23.441. Маневренные нагрузки

(a) Расчет вертикальных поверхностей проводится при перечисленных ниже расчетных условиях. При расчете нагрузок на эти поверхности угловую скорость рысканья можно принять равной нулю.

(1) При полете самолета без ускорений и рыскания принимают, что педаль может резко переместиться на величину, равную:

XH огр - при скоростях до VA для самолетов нормальной и многоцелевой категорий и при скоростях до VC для самолетов акробатической категории;

1/3XH - при скорости VD, но не более величины, ограниченной эксплуатационным усилием пилота на педаль, задаваемым в 23.397(b).

Здесь:

XH огр - величина перемещения педали, ограниченного упорами управления или эксплуатационным усилием пилота на педаль, задаваемым в 23.397(b) (меньшая из них);

XH - величина перемещения педали, ограниченного упорами управления.

(2) При перемещении педали на величину, определяемую в пункте (a)(1) настоящего параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.

(3) При максимальном угле скольжения, определяемом в пункте (a)(2) настоящего параграфа, принимается, что педаль возвращается в нейтральное положение (кроме случая ограничения физической силой пилота).

(b) Для самолетов переходной категории рассматриваются маневры, аналогичные приведенным в пункте (a) данного параграфа, в диапазоне скоростей от VMC до VD/MD, но при этом отклонение педали и руля направления ограничиваются:

(1) Упорами поверхности управления.

(2) Максимальной мощностью бустера.

(3) Усилиями пилота на педаль, равными 90,8 кгс на скоростях от VMC до VA и 60,5 кгс на скоростях от VC до VD с линейным изменением усилия между VA и VC.

(c) [Зарезервирован]

23.443. Нагрузки от порывов

(a) Вертикальные поверхности в полете без ускорений при скорости VC должны выдерживать боковые порывы со скоростью, указанной в 23.333(c) для VC.

(b) В дополнение для самолетов переходной категории принимается, что в установившемся полете при скоростях VB, VC, VD и VF самолет встречает порывы, перпендикулярные плоскости симметрии. Должны быть рассмотрены эти порывы и скорости самолета, соответствующие приведенным условиям, как указано в 23.341 и 23.345. Профиль порыва должен быть такой, как указано в 23.333(c)(2)(i).

(c) [Зарезервирован]

(a*) При отсутствии более точного метода расчета нагрузку на хвостовое вертикальное оперение от порыва следует определять по формуле

\text{Р}_{\text{ВО}} = \pm 0,05\eta_{\beta}C_{Z\text{ВО}}^{\beta}VU_{de}S_{\text{ВО}},

где:

PBO - нагрузка на вертикальное оперение, кгс;

V - индикаторная скорость полета, м/с;

Ude - эффективная индикаторная скорость порыва, м/с;

SBO - площадь вертикального оперения, м2.

Коэффициент \eta_{\beta} следует определять по формуле

\eta_{\beta} = 1 + e^{\frac{\pi a}{b}} ,

где:

a = \frac{m_{y}^{\varpi_{y}}}{2\overline{r_{y}^{2}}} ;b = \sqrt{\frac{- \mu m_{y}^{\beta}}{\overline{r_{y}^{2}}}} - a^{2};

m = \frac{2m}{\rho_{H}S1} ;\overline{r_{y}^{2}} = \frac{J_{y}}{m(1/2)^{2}} ;

\varpi_{y} = \frac{\omega_{y1}}{2V_{\text{ист}}} .

Здесь:

S - площадь крыла, м2;

Vист - истинная скорость полета, м/с;

\rho_{H} - плотность воздуха на высоте полета, кгс·с2/м4;

m - масса самолета, рассматриваемая во всем диапазоне масс, кгс·с2/м;

l - размах крыла, м;

Jy - массовый момент инерции самолета относительно оси Y, кгс·м·с2;

m_{y}^{\beta} - производная коэффициента момента рыскания самолета по углу скольжения (1/рад);

\omega_{y} - угловая скорость рыскания, рад/с;

m_{y}^{\varpi_{y}} - производная коэффициента момента рыскания самолета по безразмерной угловой скорости \varpi_{y} ;

C_{Z\text{ВО}}^{\beta} - производная коэффициента боковой силы вертикального оперения по углу скольжения (1/рад); эта величина должна определяться по результатам испытаний в аэродинамических трубах жестких моделей полного самолета и самолета без вертикального оперения при числе M, соответствующем рассматриваемой скорости полета.

23.445. Разнесенные вертикальные поверхности или законцовки крыла

(a) Если разнесенные вертикальные поверхности или законцовки находятся на горизонтальных поверхностях или крыльях, то горизонтальные поверхности или крылья должны быть рассчитаны на максимальные нагрузки в комбинации с нагрузками, вызванными на горизонтальных поверхностях или крыльях этими вертикальными поверхностями или законцовками, а также моментами или силами от разнесенных вертикальных поверхностей или законцовок крыла.

(b) Если часть разнесенной вертикальной поверхности или законцовки крыла находится выше, а часть ниже горизонтальной поверхности, то критическая удельная нагрузка на вертикальную поверхность (нагрузка на единицу площади), соответствующая 23.441 и 23.443, должна прикладываться:

(1) К части вертикальной поверхности, находящейся выше горизонтальной, а 80% этой нагрузки - к части, находящейся ниже.

(2) К части вертикальной поверхности, находящейся ниже горизонтальной, а 80% этой нагрузки - к части, находящейся выше.

(c) Применяя условия рыскания, указанные в 23.441 и 23.443, к вертикальным поверхностям, рассмотренным в пункте (b) настоящего параграфа, необходимо учитывать влияние концевых шайб на разнесенные вертикальные поверхности или законцовки крыла.

При распределении между килями суммарной нагрузки на вертикальное оперение, определенной согласно 23.441 и 23.443, следует принимать, что 65% нагрузки приходится на один (левый или правый) киль и 35% нагрузки на другой.

(d) При использовании точных методов расчета маневренных нагрузок на вертикальные поверхности в соответствии с 23.441 следует учитывать нагрузки на горизонтальные поверхности при горизонтальном полете, включая нагрузки, вызванные на горизонтальных поверхностях влиянием вертикальных поверхностей, а также моментами или силами, действующими от вертикальных поверхностей. Расчет на прочность следует проводить, исходя из одновременного действия этих горизонтальных и вертикальных нагрузок.

(a*) Следует рассмотреть совместное нагружение вертикального оперения и несимметричное нагружение горизонтального оперения аналогично тому, как это указано в 23.427(a*).

Элероны и специальные устройства

23.455. Элероны

(a) Элероны должны быть рассчитаны на нагрузки, которым они подвергаются:

(1) При нейтральном положении в условиях симметричного полета.

(2) При следующих отклонениях (кроме ограниченных физической силой пилота) в условиях несимметричного полета:

(i) Резкое максимальное отклонение управления элеронами на скорости VA и дополнительно на скорости VC для самолетов акробатической категории.

(ii) Отклонение при скорости VC, большей чем VA, достаточное для создания угловой скорости крена, не ниже получаемой в пункте (a)(2)(i) данного параграфа.

(iii) Отклонение при скорости VD, достаточное для создания угловой скорости крена не ниже 1/3 скорости, получаемой в пункте (a)(2)(i) данного параграфа.

(b) [Зарезервирован]

23.459. Специальные устройства

Нагрузки на специальные устройства, имеющие аэродинамические поверхности (например, интерцепторы), должны определяться по результатам испытаний.

Наземные нагрузки

23.471. Общие положения

Считается, что эксплуатационные нагрузки на земле, указанные в настоящем подразделе, являются внешними и инерционными нагрузками, которые действуют на конструкцию самолета. В каждом указанном случае нагружения внешние реакции должны быть уравновешены поступательными и вращательными инерционными силами на основании точного расчета или расчета с запасом.

23.473. Условия нагружения на земле и основные предположения

Требования настоящего подраздела к наземным нагрузкам должны удовлетворяться при максимальном расчетном весе, за исключением требований 23.479, 23.481, 23.483 и 23.485(a*), которые могут удовлетворяться при расчетном посадочном весе (наибольший вес для случая посадки с максимальной скоростью снижения), допускаемом пунктом (b) настоящего параграфа.

(b) Расчетный посадочный вес может быть принят меньшим из:

(1) 95% максимального веса, если минимального запаса топлива достаточно по меньшей мере на полчаса полета на режиме максимальной продолжительной мощности, плюс запас, равный весу топлива, который представляет разность между расчетным максимальным весом и расчетным посадочным весом; или

(2) Расчетного максимального веса без веса 25% полного запаса топлива.

(c) [Зарезервирован]

(d) Выбранная эксплуатационная вертикальная инерционная перегрузка в центре тяжести самолета для случаев наземных нагрузок, предусмотренных в настоящем подразделе, не может быть меньше значений, получающихся:

(1*) При посадке со скоростью снижения, равной V = 0,9066(G/S)1/4 м/с, при условии, что эта скорость должна быть не более 3,05 м/с и не может быть менее 2,15 м/с. Эта скорость снижения определяет эксплуатационное значение энергии, которую должна поглощать амортизационная система самолета;

(2*) При посадке со скоростью снижения, определяемой условиями поглощения шасси самолета максимальной энергии, рассмотренными в 23.723(a*).

(e) Разрешается допустить, что подъемная сила крыла, не превышающая 2/3 веса самолета, имеет место в течение всего времени действия удара при посадке и проходит через центр тяжести. Перегрузка от реакции земли может быть принята равной инерционной перегрузке минус отношение вышеуказанной подъемной силы крыла к весу самолета.

(f) Испытания на поглощение энергии для определения эксплуатационной перегрузки, соответствующей потребным эксплуатационным скоростям снижения, должны проводиться в соответствии с 23.723(a).

(g) Инерционная перегрузка, принимаемая для расчетных целей, не может быть менее 2,67, а эксплуатационная перегрузка от реакции земли также не может быть менее 2,0 при расчетном максимальном весе.

(a*) Должно быть показано объективными данными, что при действии нагрузок, соответствующих поглощению амортизацией максимальной энергии, не будут иметь места разрушения конструкции шасси или такое снижение ее прочности, которое может привести к опасным последствиям.

Для конструкции планера самолета коэффициент безопасности по отношению к эксплуатационным нагрузкам при поглощении максимальной энергии принимается не менее 1,1.

23.477. Схемы шасси

Параграфы 23.479 - 23.483 и 23.485(a*) применяются к самолетам с обычным расположением носовой и основных стоек или хвостовой и основных стоек шасси.

23.479. Условия горизонтальной посадки

(a) Для горизонтальной посадки принимается, что самолет находится в следующих положениях:

(1) Самолеты с хвостовыми колесами - в обычном положении горизонтального полета.

(2) Самолеты с носовыми колесами - в положениях, при которых:

(i) Носовое и основные колеса касаются земли одновременно.

(ii) Основные колеса касаются земли, а носовое колесо едва приподнято над землей.

Положение, указанное в пункте (a)(2)(i) данного параграфа, может быть использовано при анализе, требуемом в пункте (a)(2)(ii) данного параграфа.

(b) При исследовании условий посадки лобовые составляющие, которые воспроизводят силы, необходимые для раскрутки колес до посадочной скорости, должны надлежащим образом сочетаться с соответствующими одновременными вертикальными реакциями земли, а действующие вперед горизонтальные нагрузки, возникающие из-за прекращения раскрутки колес (т.н. упругая отдача), должны быть рассмотрены в сочетании с вертикальной реакцией земли в момент их максимального значения. Учитываются подъемная сила крыла и коэффициент трения скольжения, равные соответственно 0,8 и 0,0 при поглощении эксплуатационной энергии, и 0,5 и 0,0 при поглощении максимальной энергии. Однако лобовые нагрузки при наличии трения скольжения не должны быть меньше 25% максимальных вертикальных реакций земли (подъемная сила крыла не учитывается).

(c) [Зарезервирован]

(a*) Для определения нагрузок от раскрутки колес (при наличии трения скольжения пневматика) рассматриваются следующие комбинации вертикальной и лобовой составляющих, приложенных к оси колеса:

(1) Для максимальной силы раскрутки колеса лобовые составляющие, воспроизводящие силы, потребные для раскрутки колеса до заданной посадочной скорости, должны сочетаться с вертикальными реакциями земли, которые действуют в момент максимума лобовых нагрузок. Коэффициент трения пневматика о землю может быть установлен с учетом влияния скорости скольжения и давления в пневматике. Однако этот коэффициент трения не должен быть больше чем 0,8 при поглощении эксплуатационной энергии и 0,5 при поглощении максимальной энергии. Этот случай должен рассматриваться для шасси и конструкции, на которой оно непосредственно закреплено, а также для агрегатов большой массы, например таких, как подвесной топливный бак или гондола.

(2) Для случая максимальной вертикальной нагрузки на колесо лобовую нагрузку, действующую против направления полета и составляющую не менее 25% от максимальной вертикальной реакции земли, следует сочетать с максимальной реакцией земли, определяемой в 23.473.

(3) Для случая максимальной нагрузки упругой отдачи после раскрутки колеса действующие вперед горизонтальные нагрузки, возникающие в результате быстрого уменьшения лобовых нагрузок раскрутки, должны сочетаться с вертикальными реакциями земли, которые действуют в момент максимума нагрузки, направленной вперед. Этот случай должен рассматриваться для шасси и конструкции, на которой оно непосредственно закреплено, а также для агрегатов большой массы, например таких, как подвесной топливный бак или гондола.

(d) Для самолетов с концевыми баками или большими подвешенными под крылом массами (такими, как ТВД или ТРД) концевые баки и конструкция, к которой крепятся баки или подвешенные массы, должны быть спроектированы в расчете на динамическую реакцию при условиях горизонтальной посадки, изложенных в пунктах (a)(1) или (a)(2)(ii) настоящего параграфа. При расчетах динамической реакции можно принять, что подъемная сила самолета равна весу самолета.

23.481. Условия посадки с опущенным хвостом

(a) Для посадки с опущенным хвостом принимается, что самолет находится в следующих положениях:

(1) Самолеты с хвостовыми колесами - в положении, при котором хвостовые и основные колеса касаются земли одновременно.

(2) Самолеты с носовыми колесами - либо в положении сваливания, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли любой части самолета (берется меньший угол).

(b) Для самолетов как с хвостовыми, так и с носовыми колесами принимается, что реакции земли являются вертикальными, при этом колеса имеют скорость, которая была достигнута перед максимальной вертикальной нагрузкой.

(a*) Удар в хвостовую предохранительную опору для самолетов с носовым колесом. Эксплуатационная нагрузка должна определяться как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной энергии, равной 0,015G, кгс·м, где G - расчетный посадочный вес самолета. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой.

23.483. Условия посадки на одно колесо

Для случая посадки на одно колесо принимается, что самолет находится в горизонтальном положении и касается земли одной из основных стоек шасси. В этом положении реакции земли для этой стойки шасси должны быть такими же, как это определено в 23.479(a*)(2).

23.485. Условия действия боковой нагрузки

(a) Для случая действия боковой нагрузки на основные стойки шасси принимается, что самолет находится в горизонтальном положении, касаются земли только основные колеса, а амортизатор и пневматики обжаты до их статических положений.

(b) Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,33, при этом вертикальная реакция земли поровну распределена между основными колесами.

(c) Эксплуатационная боковая инерционная перегрузка должна быть равна 0,83, при этом боковая реакция земли распределена между основными колесами так, что:

(1) 0,5G действует на одну стойку шасси и направлена к борту фюзеляжа.

(2) 0,33G действует на другую стойку и направлена от борта фюзеляжа, где G - расчетный посадочный вес самолета, кгс.

(d) Боковые нагрузки, определенные в соответствии с пунктом (c) данного параграфа, считаются действующими в точке контакта с землей, а лобовые могут быть приняты равными нулю.

(a*) Для случая бокового удара в носовую стойку считается, что самолет находится в горизонтальном положении, а амортизация носовой стойки обжата в соответствии с приложенной нагрузкой.

(1) Величину реакции земли при поглощении эксплуатационной и максимальной энергии следует принять такой же, как и в 23.479(a*)(2). Реакция земли должна быть приложена в точке касания колеса с землей и направлена вверх и вбок так, что боковой компонент равен 0,33 ее значения в случае поглощения эксплуатационной энергии и 0,25 в случае поглощения максимальной энергии.

(2) Для самоориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы, задаваемой в пункте (a*)(1) настоящего параграфа, относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению, задаваемому в 23.499(b*)(2), воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы, задаваемой в пункте (a*)(1) настоящего параграфа, относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения, задаваемого в 23.499(b*)(2), то должны быть приняты величины момента и силы согласно 23.499(b*)(2).

23.487A. Обратный удар при посадке

(a) Шасси и конструкция его крепления должны быть исследованы на действие нагрузок, имеющих место во время отскока самолета от посадочной полосы.

(b) При полностью разжатой стойке шасси и при отсутствии контакта с землей на неподрессоренные (подвижные) части стоек шасси воздействует перегрузка 20,0. Эта перегрузка должна действовать в направлении движения неподрессоренных (подвижных) частей шасси, когда они достигнут их граничного положения при выдвижении относительно подрессоренных (неподвижных) частей шасси.

23.491A. Разбег при взлете

Принимается, что шасси и конструкция самолета подвергаются воздействию нагрузок не ниже тех, которые определены при условиях, указанных в 23.235.

23.493. Условия качения с торможением

Согласно условиям качения с торможением, при которых амортизатор и пневматики обжаты до их стояночных положений, принимается следующее:

(a) Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть 1,33, однако вертикальная реакция на колесо не должна быть меньше 75% нагрузки, заданной в 23.479(a*)(2).

(b) Положения самолета и контакты с землей должны быть такими же, как описано в 23.479 для горизонтальных посадок.

(c) Лобовая реакция, равная вертикальной реакции на колесо, умноженной на коэффициент трения 0,8, должна быть приложена в точке контакта с землей каждого тормозного колеса при условии, что лобовая реакция не должна превышать максимальное значение, основанное на эксплуатационном тормозном моменте.

(a*) Дополнительно должны быть рассмотрены условия реверсивного торможения, в которых:

(1) Самолет стоит на трех точках. Горизонтальные реакции, параллельные земле и направленные вперед, должны быть приложены в точке соприкосновения тормозного колеса с землей. Максимальные нагрузки должны составлять 0,55 от вертикальной нагрузки на каждое колесо или равняться нагрузке, развиваемой при 1,2 максимального статического тормозного момента. Из этих двух значений берется меньшая величина.

(2) На самолетах с носовым колесом опрокидывающий момент уравновешивается инерционными силами вращения.

(3) На самолетах с хвостовым колесом равнодействующая реакция земли должна проходить через центр тяжести самолета.

23.495A. Разворот

Принимается, что самолет в статическом положении выполняет установившийся разворот при помощи управляемой носовой стойки или применения достаточной дифференциальной тяги двигателей так, что эксплуатационные перегрузки, приложенные в центре тяжести, составляют 1,0 по вертикали и 0,5 вбок. Боковая реакция земли на каждом колесе должна составлять 0,5 вертикальной реакции.

23.497. Дополнительные условия нагружения для хвостовых колес

При определении наземных нагрузок на хвостовое колесо и подверженную нагружению поддерживающую конструкцию принимаются следующие условия:

(a) При наезде на препятствие эксплуатационная реакция земли, полученная в случае посадки с опущенным хвостом, действует вверх и назад через ось колеса под углом 45°. Может быть принято, что амортизатор и пневматик обжаты до их стояночных положений.

Для хвостового колеса (хвостовой предохранительной опоры), амортизация которого не работает на передний удар, дополнительно следует рассмотреть нагружение лобовой силой, равной 250% стояночной нагрузки и действующей на оси колеса, а сила при этом принимается равной эксплуатационной реакции земли, полученной в 23.481. Для хвостовой предохранительной опоры лобовая сила действует в точке касания его с землей.

(b) При действии боковой нагрузки принимается, что эксплуатационная вертикальная реакция земли, равная стояночной нагрузке на хвостовое колесо, сочетается с равным по величине боковым компонентом. Кроме того:

(1) Если используется шарнирное соединение с вертикальной осью, то принимается, что хвостовое колесо развернуто на 90° относительно продольной оси самолета от результирующей наземной нагрузки, проходящей через ось колеса.

(2) Если используется стопор, механизм управления или демпфер шимми, то также принимается, что хвостовое колесо развернуто боковой нагрузкой, действующей в точке контакта с землей.

(3) Принимается, что амортизатор и пневматик обжаты до их стояночных положений.

(c) Если для выполнения условий 23.925(b) установлено энергопоглощающее устройство (хвостовое колесо, хвостовая предохранительная опора), то прочность этого устройства и поддерживающая его конструкция должны быть рассчитаны на нагрузки, установленные в 23.481(a*)

(a*) Нагружение при посадке с боковым ударом. Самолет считается стоящим на трех точках. Должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузки, определяемой в пункте (a) данного параграфа, и боковой нагрузки, равной 0,15 от вертикальной составляющей реакции земли. Кроме того, хвостовое колесо (хвостовая предохранительная опора) должно быть проверено на действие одной боковой нагрузки, равной 0,2 от величины эксплуатационной реакции земли, полученной в 23.481. Боковая нагрузка приложена в точке касания колеса (хвостовой предохранительной опоры) с землей; принимается стояночное обжатие амортизации. Для самоориентирующегося хвостового колеса необходимо принимать, что 20% момента боковой силы относительно оси ориентировки воспринимается на оси ориентировки и 80% этого момента воспринимается парой сил на оси колеса или в точке касания хвостовой предохранительной опоры с землей.

23.499. Дополнительные условия нагружения для носовых колес

При определении наземных нагрузок на носовые колеса и на подверженную нагружению поддерживающую конструкцию и при допущении, что амортизаторы и пневматики находятся в их статических положениях, должны удовлетворяться следующие условия:

(a) При нагрузках, направленных назад, составляющие эксплуатационной силы на оси колеса должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 стояночной нагрузки на колесо.

(2) Лобовая составляющая - 0,8 от вертикальной нагрузки.

(b) При нагрузках, направленных вперед, составляющие эксплуатационной силы на оси колеса должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 стояночной нагрузки на колесо.

(2) Направленная вперед составляющая - 0,4 от вертикальной нагрузки.

(c) При боковых нагрузках составляющие эксплуатационной силы в точке контакта с землей должны быть:

(1) Вертикальная составляющая - 2,25 стояночной нагрузки на колесо.

(2) Боковая составляющая - 0,7 от вертикальной нагрузки.

(d) Для самолетов с управляемым носовым колесом, управление которого осуществляется гидравлически или другим видом энергии, носовое колесо в любом положении при расчетном взлетном весе должно быть рассчитано на совместные нагрузки, равные 1,33 полного крутящего момента и 1,33 максимальной вертикальной статической реакции на носовое колесо. Однако, если установлено устройство ограничения крутящего момента, крутящий момент может быть уменьшен до величины, допускаемой данным устройством.

(e) Для самолетов с управляемым носовым колесом, которое имеет непосредственную механическую связь с педалями, механизм управления должен выдерживать крутящий момент, соответствующий эксплуатационному усилию пилота, указанному в 23.397(b).

(a*) Должен быть также рассмотрен случай рыскания носового колеса.

Предполагается, что самолет находится в положении статического равновесия и на него действуют нагрузки, возникающие при одностороннем торможении колес основного шасси. Носовая стойка шасси, узлы ее крепления и конструкция фюзеляжа, расположенная перед центром тяжести самолета, должны быть рассчитаны на нагрузки при следующих условиях:

(1) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0.

(2) В центре тяжести самолета приложена направленная вперед сила, вызванная односторонним торможением колес основного шасси. Величина этой силы не должна превышать максимальную лобовую силу на одну стойку основного шасси, соответствующую 23.493(c).

(3) Боковые и вертикальные нагрузки на носовую стойку шасси в точке соприкосновения с землей определяются из условия статического равновесия, однако боковая сила более 0,8 от вертикальной силы не допускается. Кроме того, если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то боковая сила не должна создавать момент относительно оси ориентировки носовой стойки больший, чем указан в пункте (b*)(2) настоящего параграфа.

(b*) Элементы конструкции носовой стойки шасси, механизм управления и демпфер шимми должны быть рассчитаны на нагружение крутящим моментом, создаваемым указанной в пункте (a*)(3) настоящего параграфа боковой составляющей нагрузки относительно оси ориентировки колеса. При этом:

(1) Величина крутящего момента берется не меньше момента, развиваемого относительно этой оси механизмом управления.

(2) Если механизм управления или демпфер шимми снабжен предохранительным клапаном, ограничивающим усилие бустера (демпфера), то эксплуатационный момент от боковой составляющей нагрузки, уравновешиваемый бустером (демпфером), принимается не более суммы 1,15 максимального момента, создаваемого бустером (демпфером) при работающем клапане, и момента сил трения в системе разворота колеса.

23.507. Нагрузки при поднятии стропами и на домкратах

(a) Самолет должен быть спроектирован на нагрузки, возникающие при вывешивании самолета в горизонтальном положении на домкратах при максимальном расчетном весе, с учетом следующих перегрузок для точек установки домкратов на стойках шасси и в точках установки домкратов для силовой конструкции планера:

(1) Вертикальная перегрузка равна 1,35 статических реакций.

(2) Перегрузки вперед, назад и вбок равны 0,4 от вертикальных статических реакций.

(b) Горизонтальные нагрузки в точках установки домкратов должны уравновешиваться инерционными силами так, чтобы в результате не изменялось направление результирующих нагрузок в точках установки домкратов.

(c) Горизонтальные нагрузки должны рассматриваться во всех комбинациях с вертикальной нагрузкой.

(a*) При поднятии самолета или его агрегатов стропами рассматривается действие перегрузки, равной 2,67.

23.509. Нагрузки при буксировке

При расчете буксировочных узлов, стоек шасси (если буксировочные узлы расположены на стойках) и поддерживающих конструкций должны прикладываться буксировочные нагрузки, рассмотренные в настоящем параграфе.

(a) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) настоящего параграфа, должны рассматриваться раздельно. Эти нагрузки должны быть приложены к буксировочным узлам и должны действовать параллельно земле. Кроме того:

(1) Следует считать, что вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0.

(2) Амортизационные стойки шасси и пневматики должны находиться в стояночном положении.

(b) Если буксировочные узлы расположены не на шасси, а вблизи плоскости симметрии самолета, то к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочных нагрузок, определенные для вспомогательного (носового или хвостового) шасси. Если буксировочные узлы расположены снаружи от основных стоек шасси, к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие нагрузок, определенные для основного шасси.

(c) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) настоящего параграфа, должны уравновешиваться следующим образом:

(1) Боковая составляющая буксировочной нагрузки, прикладываемой к основному шасси, должна уравновешиваться боковой силой на основное шасси, действующей по линии стояночного обжатия колес основного шасси.

(2) Буксировочные нагрузки на вспомогательное (носовое или хвостовое) шасси и лобовые составляющие буксировочных нагрузок на основное шасси должны уравновешиваться следующим образом:

(i) Реакция, максимальная величина которой равна вертикальной реакции, должна быть приложена к оси колеса, к которому приложена нагрузка. Для достижения равновесия должна быть приложена достаточная сила инерции самолета.

(ii) Нагрузки должны уравновешиваться силами инерции самолета.

(d) Предписываются следующие величины буксировочных нагрузок, где G - максимальный расчетный вес самолета:

<*> Для промежуточных значений углов поворота вспомогательного шасси применяется линейная интерполяция величины буксировочного усилия.

(a*) На буксирное приспособление, находящееся в рабочем положении для буксировки за носовую стойку, действует боковая сила, 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. Величина этой силы должна быть не менее 0,015 G, где G - максимальный расчетный вес самолета, кгс. Однако:

(1) Если механизм управления или демпфер шимми снабжен предохранительным клапаном, боковая сила принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент относительно оси ориентировки стойки, определяемый в 23.499(b*)(2).

(2) Если буксировка самолета производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования и об этом имеется соответствующее указание в РЛЭ, величина боковой силы выбирается из момента, потребного для разворота носовой стойки на земле.

(3) Для проверки прочности конструкции шасси и самолета от действия боковой силы следует рассматривать два варианта нагружения:

(i) Действует боковая сила и стояночная нагрузка на стойку.

(ii) Одновременно с боковой силой и стояночной нагрузкой на стойку действует задаваемая в пункте (d) настоящего параграфа буксировочная нагрузка.

(b*) В конструкции буксирного приспособления должны быть предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок, определяемых в пунктах (d) и (a*) настоящего параграфа. При буксирном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.

23.511. Нагрузки на земле. Несимметричные нагрузки на многоколесное шасси

(a) Нагрузки при развороте. Предполагается, что самолет разворачивается вокруг одной из основных стоек при следующих условиях:

(1) Колеса этой стойки заторможены.

(2) К основному шасси и к поддерживающей его конструкции приложены нагрузки, соответствующие эксплуатационной вертикальной перегрузке, равной 1,0 и коэффициенту трения 0,8.

Однако крутящий момент (кгс·м), действующий в плоскости, параллельной земле и проходящей через ось колеса стойки, берется не менее

\pm (90 + 0,002 \sqrt{G^{3}}),

где G - расчетный посадочный вес, кгс, для взлетных полос с искусственным покрытием или расчетный взлетный вес для грунтовых ВПП.

(b) Неравномерные нагрузки на пневматики. На каждой стойке шасси со спаренными колесами нагрузки, определенные для всех случаев посадки, руления и управляемого движения по земле, должны прикладываться поочередно к спаренным колесам и пневматикам в отношении 60:40% для взлетных полос с искусственным покрытием или 70:30% для грунтовых ВПП.

(c) [Зарезервирован]

(a*) Спущенные пневматики. Для многоколесных стоек шасси влияние спущенных пневматиков на прочность конструкции следует принимать во внимание во всех случаях нагружения, описанных в данном пункте.

(1) Случай посадки при одном спущенном пневматике. Предполагается, что нагрузка, прикладываемая к каждой стойке, составляет 60% от эксплуатационной нагрузки, прикладываемой к каждой стойке шасси в рассматриваемом случае посадки. Однако для случая посадки со сносом, который указан в 23.485(a) и (b), следует прикладывать 100% вертикальной нагрузки.

(2) Случай руления и управляемое движение по земле. При одном спущенном пневматике:

(i) Перегрузки от боковой и/или лобовой нагрузок в центре тяжести самолета должны определяться по наибольшим критическим нагрузкам вплоть до 50% от величин эксплуатационных боковой и/или лобовой нагрузок, которые соответствуют наиболее тяжелым случаям нагружения при рулении и управляемом движении по земле.

(ii) Для случая качения с заторможенными колесами, указанного в 23.493, лобовые нагрузки на каждый заряженный пневматик должны быть не меньше нагрузок, действующих на каждый заряженный пневматик при симметричном распределении нагрузок (в случае, когда все пневматики заряжены).

(iii) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета должна составлять 60% от перегрузки при всех заряженных пневматиках, но не должна быть менее 1,0.

(iv) Случай разворота вокруг одной из стоек шасси не рассматривается.

(3) Случай буксировки. При одном спущенном пневматике нагрузка при буксировке должна составлять 60% от нормированной нагрузки, указанной в 23.509.

23.515A. Шимми

Во всем диапазоне возможных весов и скоростей движения самолета по ВПП 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 разрешается не проводить, если расчетами или специальными измерениями в процессе летных испытаний будет доказано отсутствие шимми.

Нагрузки на воде

23.521. Условия нагружения на воде

(a) Гидросамолеты и самолеты-амфибии должны быть рассчитаны на гидродинамические нагрузки, возникающие при взлете и посадке, при любых возможных положениях самолета относительно водной поверхности, которые могут иметь место в нормальных условиях эксплуатации, а также при соответствующих значениях поступательной и вертикальной скоростей снижения при наиболее неблагоприятном состоянии водной поверхности.

(b) Если Заявителем не проведен точный расчет гидродинамических нагрузок, следует пользоваться требованиями параграфов 23.523 - 23.537 включительно.

(a*) Должны быть определены нагрузки на отдельные агрегаты и характеристики мореходности.

23.523. Расчетные веса и положения центра тяжести

(a) Расчетные веса. Гидродинамические нагрузки должны быть определены для всех полетных весов вплоть до расчетного посадочного веса, за исключением случая взлета, предусмотренного 23.531, когда в качестве расчетного принимается расчетный взлетный вес с воды (максимальный вес при рулежке и разбеге по воде).

(b) Положения центра тяжести. Расчетные положения центра тяжести в пределах, требуемых свидетельством о летной годности, должны быть такими, чтобы на каждую часть конструкции гидросамолета были получены наибольшие возможные нагрузки.

23.525. Приложение нагрузок

(a) Если иное не предусмотрено, на самолет в целом действуют нагрузки, соответствующие перегрузкам, приведенным в 23.527.

(b) При приложении нагрузок, соответствующих перегрузкам, задаваемым в 23.527, допускается их условное распределение по длине днища (чтобы избежать чрезмерных перерезывающих сил и изгибающих моментов в зоне приложения нагрузки) при значениях давлений, не меньших давлений у киля, приведенных в 23.533(c).

(c) Для двухпоплавкового (двухлодочного) гидросамолета каждый поплавок следует рассматривать как лодку фиктивного гидросамолета с весом, равным половине веса двухпоплавкового самолета.

(d) За исключением случая взлета, предусмотренного в 23.531, подъемная сила крыла при ударе о воду принимается равной 2/3 веса гидросамолета и прикладывается в центре тяжести.

23.527. Перегрузки для лодки или основного поплавка

(a) Перегрузка при ударе о воду определяется следующим образом:

(1) Для посадки на редан

n = \frac{C_{1}V_{S0}^{2}}{(tg(\beta))^{2/3}G^{1/3}} .

(2) Для посадки на нос и корму

n = \frac{C_{1}V_{S0}^{2}}{(tg(\beta))^{2/3}G^{1/3}} \cdot \frac{K_{1}}{(1 + r_{x}^{2})^{2/3}} .

где:

n - перегрузка при ударе о воду (т.е. величина гидродинамической силы, деленная на вес самолета);

C1 - эмпирический коэффициент, учитывающий условия эксплуатации и равный 0,00269 (этот коэффициент не должен быть меньше величины, необходимой для получения минимальной перегрузки при посадке на редан, равной 2,33);

VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, км/ч;

\beta - угол килеватости по скуле сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка (см. рис. 1 Приложения I);

G - расчетный посадочный вес гидросамолета, кгс;

K1 - эмпирический коэффициент, учитывающий распределение нагрузки по длине лодки (см. рис. 2 Приложения I);

rx - отношение расстояния, измеренного по продольной оси лодки, от центра тяжести гидросамолета до сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка, к радиусу инерции гидросамолета относительно поперечной оси. За продольную ось лодки принимается прямая линия, лежащая в плоскости симметрии и касательная к килю у главного редана.

(b) [Зарезервирован]

(c) Для двухпоплавкового гидросамолета, вследствие влияния упругости крепления поплавков к гидросамолету, коэффициент K1 может быть уменьшен для носовой и хвостовой частей до 0,8 от величины, приведенной на рис. 2 Приложения I. Это уменьшение относится только к узлам крепления поплавков и конструкции самолета, а не к самим поплавкам.

23.529. Условия посадки для лодки и основного поплавка

(a) Симметричная посадка на редан, нос и корму. Для симметричной посадки на редан, нос и корму эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется в соответствии с 23.527. Рассматриваются следующие случаи нагружения:

(1) Для симметричной посадки на редан гидродинамическая нагрузка прикладывается перпендикулярно килевой линии в центре тяжести площади нагружения и распределяется по носовой части днища вперед от редана; угол килеватости берется в сечении, проходящем через центр тяжести гидросамолета.

(2) Для симметричной посадки на нос суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 1/5 длины лодки от носа до редана.

(3) Для симметричной посадки на корму суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килю на расстоянии, равном 0,85 длины задней части лодки от редана до кормы.

(b) Несимметричная посадка для летающих лодок и однопоплавковых гидросамолетов. Должны быть рассмотрены случаи несимметричной посадки на редан, нос и корму:

(1) Нагрузка в каждом случае состоит из вертикальной составляющей, равной 0,75 суммарной нагрузки в соответствующих случаях симметричной посадки, и боковой составляющей, равной 0,25tg(\beta) этой же нагрузки.

(2) Точка приложения и направление вертикальной составляющей сохраняются теми же, что и в случае симметричной посадки; боковая составляющая прикладывается в том же сечении, что и вертикальная компонента, перпендикулярно плоскости симметрии и посередине между линиями киля и скулы.

(c) Несимметричная посадка двухпоплавкового самолета. Несимметричную нагрузку образуют приложенные к редану каждого поплавка направленная вверх нагрузка, равная 0,75 от симметричной нагрузки, предусмотренной 23.527, и боковая нагрузка, равная 0,25tg(\beta) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена внутрь перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в том же поперечном сечении, что и вертикальная компонента, и прикладывается на середине расстояния от киля до скулы.

23.531. Нагружение крыла при взлете

Для крыла и его крепления к лодке или основному поплавку:

(a) Подъемная сила крыла принимается равной нулю.

(b) Направленная вниз инерционная нагрузка соответствует эксплуатационной перегрузке

n = \frac{C_{\text{ТО}}V_{S1}^{2}}{(tg(\beta))^{2/3}G^{1/3}} ,

где:

CTO - эмпирический коэффициент, равный 0,000895;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

\beta - угол килеватости днища у главного редана;

G - расчетный взлетный вес с воды, кгс.

23.533. Давление на днище лодки и основного поплавка

(a) Общие требования. В настоящем параграфе рассматриваются требования к расчету конструкции лодки и основных поплавков, включая шпангоуты, перегородки, стрингеры и обшивку днища.

(b) Местные давления. Для расчета обшивки днища, стрингеров и их крепления к каркасу принимается следующее распределение давлений:

(1) Для плоскокилеватого днища давление у скулы принимается равным 0,75 давления у киля, распределение давления по ширине днища - по линейному закону в соответствии с рис. 3 Приложения I. Давление у киля определяется по формуле

p_{K} = C_{2} \frac{K_{2}V_{S1}^{2}}{tg(\beta_{K})} ,

где:

pK - давление, кгс/м2;

C2 = 0,437;

K2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис. 2 Приложения I;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

\beta_{K} - угол килеватости у киля в соответствии с рис. 1 Приложения I.

(2) Для лекального днища распределение давления по ширине днища до начала развала принимается таким же, как для плоскокилеватого днища. Давление между скулой и началом развала изменяется по линейному закону в соответствии с рис. 3 Приложения I. Давление у скулы определяется по формуле

p_{\text{С}K} = C_{3} \frac{K_{2}V_{S1}^{2}}{tg(\beta)} ,

где:

pCK - давление по обрезу скулы, кгс/см2;

C3 = 0,328;

K2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис. 2 Приложения I;

VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;

\beta - угол килеватости в соответствии с рис. 1 Приложения I.

(1*) Для более сложных форм сечения днища распределение давления в поперечном сечении принимается на основании специальных расчетных или экспериментальных исследований.

(2*) Площадь, на которую действуют эти давления, не должна быть меньше квадрата размерами 200 x 200 мм. На участке днища длиной не менее удвоенной максимальной ширины днища вперед от главного редана давление для расчетов местной прочности должно быть увеличено до величины 4,25V_{S1}^{2}\text{гкс}/\text{м}^{2}.

(3*) Прочность клетки днища проверяется также на местное разрежение, которое в любой точке днища от носа до главного редана принимается равным р = 10 000 кгс/м2, непосредственно за главным реданом p = 10 000 кгс/м2, на втором редане p = 2500 кгс/м2. Распределение разрежения между первым и вторым реданами принимается действующим по линейному закону.

(c) Распределенные давления. Для расчета шпангоутов, киля и бортов принимается следующее распределение давлений:

(1) Симметричное распределение

p = C_{4} \frac{K_{2}V_{S0}^{2}}{tg(\beta)} ,

где:

p - давление, кгс/м2;

C4 = 0,192;

K2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) в соответствии с рис. 2 Приложения I;

VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки винтами, км/ч;

\beta - угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.

При несимметричном распределении давления с одной стороны от плоскости симметрии на днище действуют давления, указанные в пункте (b)(1) настоящего параграфа, с другой стороны - половина этих давлений в соответствии с рис. 3 Приложения I.

(2) Эти давления прикладываются одновременно ко всему днищу лодки или поплавка и передаются на боковые стенки корпуса лодки или поплавка.

23.535. Нагрузки на вспомогательные поплавки

(a) Общие требования. Вспомогательные поплавки, узлы их крепления и опорные конструкции должны быть рассчитаны на случаи, предусмотренные данным подразделом. При условиях, указанных в пунктах (b) - (e) настоящего параграфа, задаваемые гидродинамические нагрузки могут быть распределены по днищу поплавка таким образом, чтобы местные давления не превосходили значения давлений на днище поплавков, указанных в пункте (g) настоящего параграфа.

(b) Нагружение редана. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 3/4 расстояния от носа до редана. Величина гидродинамической силы не должна превышать 300% выталкивающей силы полностью погруженного поплавка и определяется по формуле

L = C_{5} \frac{V_{S0}^{2}G^{2/3}}{(tg(\beta_{S}))^{2/3}(1 + r_{Z}^{2})^{1/3}} ,

где:

L - эксплуатационная гидродинамическая сила, кгс;

CS = 0,00119;

VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки винтами, км/ч;

G - расчетный посадочный вес, кгс;

\beta_{S} - угол килеватости поплавка в сечении, находящемся на 1/4 расстояния от редана до носа, но не менее 15°;

rZ - отношение расстояния от центра тяжести гидросамолета до плоскости симметрии поплавка к радиусу инерции гидросамолета относительно продольной оси.

(c) Нагружение носа. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 1/4 расстояния от носа до редана. Величина гидродинамической силы определяется в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа.

(d) Несимметричное нагружение редана. Гидродинамическая нагрузка состоит из компоненты, равной 0,75 нагрузки, заданной в пункте (b) настоящего параграфа, и боковой составляющей, равной 0,25tg(\beta_{S}) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в направлении к лодке и от нее и приложена посредине между линиями киля и скулы поплавка.

(e) Несимметричное нагружение носа. Гидродинамическая нагрузка состоит из компоненты, равной 0,75 нагрузки, заданной в пункте (c) настоящего параграфа, и боковой составляющей, равной 0,25tg(\beta_{S}) этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посредине между линиями киля и скулы поплавка.

(f) Случай полностью погруженного поплавка. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в центре тяжести площади сечения поплавка, расположенного на 1/3 расстояния от носа до кормы поплавка. Составляющие эксплуатационной нагрузки определяются следующим образом.

Вертикальная сила равна \rho gD .

Лобовая сила равна C_{X} \frac{\rho}{2} D^{2/3}(kV_{S0})^{2}.

Боковая сила равна C_{Z} \frac{\rho}{2} D^{2/3}(kV_{S0})^{2}.

где:

\rho - плотность воды, кгс·с2/м4;

D - водоизмещение поплавка, м3;

CX - коэффициент лобового сопротивления (CX = 0,0036);

CZ - коэффициент бокового сопротивления (CZ = 0,0029);

k = 0,8; однако, если будет показано, что в условиях нормальной эксплуатации поплавки не могут погрузиться в воду при скорости, равной 0,8 VS0, может быть принято меньшее значение коэффициента k;

g - ускорение силы тяжести, м/с2.

(g) Давление на днище поплавка. Давления на днище определяются в соответствии с 23.533 при K2 = 1,0 на всей длине поплавка. Угол килеватости, используемый при определении давлений на днище поплавка, указан в пункте (b) настоящего параграфа.

23.537. Нагрузки на крыло и жабры от погружения в воду

Принятые нагрузки на крыло и жабры должны основываться на данных, полученных по результатам испытаний.

Случаи аварийной посадки

23.561. Общие положения

(a) Конструкция самолета, хотя она и может быть повреждена в случае аварийной посадки на землю или воду, должна в соответствии с настоящим параграфом обеспечивать в этих условиях защиту всех пассажиров и членов экипажа.

(b) Конструкция должна быть спроектирована так, чтобы у каждого человека имелась реальная возможность избежать серьезного травмирования:

(1) При правильном пользовании креслами, поясными и плечевыми ремнями, предусмотренными конструкцией.

(2) Когда пассажиры и экипаж испытывают в указанных направлениях статические инерционные нагрузки, соответствующие следующим расчетным перегрузкам:

(i) Вверх 3,0 - для самолетов нормальной, многоцелевой и переходной категорий и 4,5 - для самолетов акробатической категории.

(ii) Вперед 9,0.

(iii) В сторону 2,25.

(iv) Вниз 6,0.

(v) Назад 1,5.

(3) Когда грузы внутри кабины, которые могут нанести травмы пассажирам и экипажу, испытывают в указанных направлениях статические инерционные нагрузки, соответствующие следующим расчетным перегрузкам:

(i) Вверх 3,0.

(ii) Вперед 18,0.

(iii) В сторону 4,5.

(c) Все самолеты с убирающимся шасси должны быть спроектированы так, чтобы обеспечить защиту всех пассажиров и членов экипажа при посадке:

(1) С убранным шасси.

(2) С умеренной скоростью снижения.

(3) Исходя из предположения (при отсутствии более точного расчета), что:

(i) Расчетная инерционная нагрузка вниз, соответствующая перегрузке равной 3,0.

(ii) Коэффициент трения на земле равен 0,5.

(d) Если не установлено, что опрокидывание во время аварийной посадки невозможно, то конструкция должна быть рассчитана на защиту пассажиров и экипажа при полном опрокидывании с учетом следующего:

(1) Вероятность опрокидывания можно показать расчетом исходя из следующих условий:

(i) Наиболее неблагоприятное сочетание веса и центровки.

(ii) Продольная перегрузка 9,0.

(iii) Вертикальная перегрузка 1,0; и

(iv) На самолетах, имеющих шасси с носовой опорой, носовая опора разрушается и нос контактирует с землей.

(2) При определении нагрузок, приложенных к перевернутому самолету после опрокидывания, следует использовать расчетную инерционную перегрузку вверх 3,0 и коэффициент трения с землей 0,5.

(e) За исключением случаев, оговоренных в 23.787(a)(3), прочность опорной конструкции отдельных элементов, которые при срыве могут травмировать людей при аварийной посадке с незначительными разрушениями, должна быть обеспечена при действии перегрузок, определенных в пункте (b)(3) данного параграфа.

23.562. Динамические условия аварийной посадки

(a) Каждая система "кресло + средства фиксации" должна быть рассчитана на обеспечение защиты каждого человека в процессе аварийной посадки, когда:

(1) Правильно используются кресла, поясные и плечевые привязные ремни, предусмотренные для этого в конструкции.

(2) Человек подвергается воздействию нагрузок, возникающих в условиях, описанных в настоящем параграфе.

(b) За исключением тех систем "кресло + средства фиксации", на которые распространяются требования пункта (d) настоящего параграфа, каждая система "кресло + средства фиксации", предназначенная для экипажа или пассажиров самолетов нормальной, многоцелевой или акробатической категорий, должна успешно пройти динамические испытания или должна быть оценена посредством расчетного анализа, подкрепленного динамическими испытаниями, в соответствии с каждым из следующих условий. При проведении этих испытаний человека должен имитировать "сидящий" в нормальном вертикальном положении соответствующий антропоморфологический манекен номинальным весом 77 кгс.

(1) В первом виде испытаний изменение скорости должно составлять не менее 9,45 м/с. Система "кресло + средства фиксации" должна быть ориентирована применительно к ее номинальному положению на самолете, при этом горизонтальная плоскость самолета должна быть поднята на угол кабрирования 60° без рыскания относительно вектора скорости удара. Для систем "кресло + средства фиксации", установленных на самолете в первом ряду, пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,05 с после удара и составлять как минимум 19. Для всех других систем "кресло + средства фиксации" пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,06 с и составлять как минимум 15.

(2) Во втором виде испытаний изменение скорости должно составлять не менее 12,8 м/с. Система "кресло + средства фиксации" должна быть ориентирована применительно к ее номинальному положению на самолете, при этом вертикальная плоскость самолета должна быть развернута на угол рыскания 10° без тангажа относительно вектора скорости удара в направлении, которое приводит к наибольшему нагружению плечевых привязных ремней. Для систем "кресло + средства фиксации", установленных на самолете в первом ряду, пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,05 с после удара и составлять как минимум 26. Для всех других систем "кресло + средства фиксации" пиковая перегрузка торможения должна достигаться не позднее чем через 0,06 с после удара и составлять как минимум 21.

Для учета коробления пола перед проведением второго вида испытаний, определенного пунктом (b)(2) настоящего параграфа, направляющие на полу или узлы крепления системы "кресло + средства фиксации" на конструкции фюзеляжа должны быть предварительно нагружены для нарушения их взаимной параллельности как минимум на 10° по вертикали (т.е. для создания непараллельности по тангажу), при этом одна из направляющих или один из узлов крепления должны быть предварительно нагружены для установки на 10° по крену.

(c) При проведении динамических испытаний, выполняемых в соответствии с пунктом (b) настоящего параграфа, должно быть показано соответствие следующим требованиям:

(1) Система "кресло + средства фиксации" должна фиксировать манекен, несмотря на то, что элементы этой системы могут подвергаться деформации, удлинению, смещению или смятию, предусмотренному в конструкции.

(2) Крепление системы "кресло + средства фиксации" к испытательному стенду должно оставаться целым, несмотря на то, что конструкция кресла может деформироваться.

(3) В процессе удара каждая лента плечевых привязных ремней должна оставаться на плече манекена.

(4) В процессе удара поясной привязной ремень должен оставаться на тазе манекена.

(5) Результаты динамических испытаний должны показать, что человек защищен от серьезной травмы головы:

(i) Если возможен контакт головы с ближайшими креслами, конструкцией или другими элементами кабины, то должна быть обеспечена такая защита, при которой удар головой не превысил бы критерий травмирования головы (HIC), равный 1000 единиц.

(ii) Величина критерия травмирования головы (HIC) определяется по формуле

HIC = \{(t_{2} - t_{1})[\frac{1}{(t_{2} - t_{1})} \int_{t_{1}}^{t_{2}} a(t)dt]^{2,5}\},

где:

t1 - время начала интегрирования, с;

t2 - время окончания интегрирования, с;

(t2 - t1) - продолжительность основного удара головой, с;

a(t) - результирующая перегрузка торможения в центре тяжести головы.

(iii) Соответствие предельному значению критерия травмирования головы (HIC) должно быть продемонстрировано путем измерения параметров удара головой в процессе динамических испытаний, предписанных в пунктах (b)(1) и (b)(2) настоящего параграфа, или отдельным доказательством с использованием испытаний или аналитических методов.

(6) Нагрузки в одинарном плечевом привязном ремне не должны превышать 794 кгс. Если для фиксации верхней части туловища человека используются двойные привязные ремни, то суммарные нагрузки в ремнях не должны превышать 907 кгс.

(7) Сжимающая нагрузка, измеренная между тазом и поясничной областью позвоночника манекена, не должна превышать 680 кгс.

(d) Для всех однодвигательных самолетов со скоростью сваливания VS0 более 113 км/ч при максимальном весе и тех многодвигательных самолетов с максимальным взлетным весом 2720 кгс или менее и скоростью сваливания VS0 более 113 км/ч при максимальном весе, которые не удовлетворяют требованиям 23.67(a)(1):

(1) Расчетные перегрузки, задаваемые в 23.561(b), должны быть умножены на коэффициент, равный квадрату отношения увеличенной скорости сваливания к скорости, равной 113 км/ч. Увеличенные расчетные перегрузки не должны превышать значений при VS0, равной 146 км/ч. Расчетная перегрузка, направленная вбок, не обязательно должна превышать 2,5; кроме того, для самолетов акробатической категории расчетная перегрузка, направленная вверх, не обязательно должна превышать 5,0.

(2) Испытания системы "кресло + средства фиксации", требуемые пунктом (b)(1) настоящего параграфа, должны проводиться в соответствии со следующими условиями:

(i) Изменение скорости удара должно быть не менее чем 9,45 м/с.

(ii)(A) Пиковые значения перегрузки gp, равные 19 и 15, должны быть увеличены умножением на квадрат отношения увеличенной скорости сваливания VS0 к скорости, равной 113 км/ч:

gp = 19,0 (VS0 / 113)2 или gp = 15,0 (VS0 / 113)2.

(B) Пиковые значения перегрузки не должны превышать величины, полученной при скорости сваливания VS0, равной 146 км/ч.

(iii) Пиковая перегрузка должна достигаться не позднее чем через интервал времени, рассчитанный по следующей формуле: tr = 31 / (32,2gp) = 0,96 / gp, где:

gp - пиковое значение перегрузки торможения, вычисленное в соответствии с пунктом (d)(2)(ii) настоящего параграфа;

tr - время достижения пиковой перегрузки торможения, с.

(e) Может быть использован альтернативный подход, обеспечивающий эквивалентный или больший уровень защиты человека, чем требуемый в настоящем параграфе, если доказана его приемлемость.

Анализ усталости

23.571. Металлическая конструкция герметических кабин

Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий прочность, детальное проектирование и изготовление конструкции герметических кабин должны быть проанализированы на основе одного из изложенных ниже подходов:

(a) На основе анализа сопротивления усталости, в результате которого испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испытаний показано, что конструкция способна противостоять переменным нагрузкам различной величины, ожидаемым в пределах безопасного ресурса; или

(b) На основе анализа безопасности разрушения (повреждения), в результате которого расчетом, испытаниями или тем и другим вместе показано, что катастрофическое разрушение конструкции вследствие усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения основного конструктивного элемента не является вероятным и что оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% максимальной эксплуатационной нагрузки на скорости VC, при совместном действии нормального рабочего давления в кабине, ожидаемого внешнего аэродинамического давления и полетных нагрузок; или

(c) На основе анализа допустимости повреждения в соответствии с 23.573(b).

23.572. Металлическая конструкция планера

(a) Для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий прочность, детальное проектирование и изготовление тех частей конструкции планера, разрушение которых может оказаться катастрофическим, должны анализироваться на основе одного из изложенных ниже подходов, если не показано, что конструкция, действующий уровень напряжений, материалы и ожидаемые условия эксплуатации сравнимы, в смысле накопления усталости, с аналогичной конструкцией, по которой имеется обширный удовлетворительный опыт эксплуатации:

(1) На основе анализа сопротивления усталости, в результате которого испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испытаний показано, что конструкция способна противостоять повторяющимся нагрузкам различной величины, ожидаемым в пределах безопасного ресурса; или

(2) На основе анализа безопасности разрушения (повреждения), в результате которого расчетом, испытаниями или тем и другим вместе показано, что катастрофическое разрушение конструкции вследствие усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения основного конструктивного элемента не является вероятным и что оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% наиболее критической максимальной эксплуатационной нагрузки; или

(3) На основе анализа допустимости повреждения в соответствии с 23.573(b).

23.573. Допустимость повреждения и анализ усталости конструкции

(a) Конструкция планера, выполненная из композиционных материалов. Конструкция планера, выполненная из композиционных материалов, вместо требований 23.571 и 23.572 должна анализироваться в соответствии с указаниями настоящего параграфа. Для композиционных частей конструкции крыльев (включая схему "утка", тандемно расположенные крылья и несущие поверхности на конце крыла), хвостового оперения, конструкций их крепления и примыкающих к ним конструкций, подвижных органов управления и элементов их крепления, фюзеляжа, герметической кабины, разрушение которых может привести к катастрофе самолета, Заявитель должен провести анализ с использованием критериев допустимости повреждения, изложенных в пунктах (a)(1) - (a)(4) настоящего параграфа, если не показано, что это является практически невыполнимым. Если Заявитель установит, что критерии допустимости повреждения для конкретной конструкции практически невыполнимы, должен быть проведен ее анализ в соответствии с пунктами (a)(1) и (a)(6) настоящего параграфа. Если применяются клеевые соединения, должен быть проведен анализ конструкции в соответствии с пунктом (a)(5) настоящего параграфа. При проведении анализа в соответствии с указаниями настоящего параграфа должно быть учтено влияние изменения свойств материала и влияние внешней среды на характеристики прочности и долговечности композиционного материала.

(1) Испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испытаний, должно быть показано, что конструкция способна выдерживать расчетную нагрузку при наличии повреждений, включая размеры повреждений, соответствующие пределу измерений используемых средств и методов контроля.

(2) Испытаниями или расчетом, подкрепленным результатами испытаний, должна быть определена скорость роста под действием переменных нагрузок, ожидаемых в эксплуатации, тех повреждений (или показано их нераспространение), которые могут возникнуть из-за усталости, коррозии, производственных начальных дефектов или эксплуатационных повреждений, вызванных ударом.

(3) Испытаниями на остаточную прочность или расчетом, подкрепленным испытаниями на остаточную прочность, должно быть показано, что конструкция способна выдержать наиболее критические из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок, рассматриваемых в качестве расчетных, при наличии обнаруживаемых повреждений, размер которых согласуется с результатами анализа допустимости повреждения. Герметическая кабина должна противостоять следующим нагрузкам:

(i) Наиболее критической из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок в сочетании с нормальным рабочим давлением и ожидаемым внешним аэродинамическим давлением.

(ii) Ожидаемому внешнему аэродинамическому давлению в горизонтальном полете в сочетании с избыточным давлением в кабине, в 1,1 раза превышающим нормальное рабочее избыточное давление, без приложения каких-либо других нагрузок.

(4) Длительность роста повреждения между максимальным необнаруживаемым размером и размером, выбранным для демонстрации требуемой остаточной прочности, деленная на запас с целью определения интервалов между осмотрами, должна обеспечивать установление программы контроля, приемлемой для применения персоналом эксплуатационной и ремонтной служб.

(5) Для каждого клеевого соединения, разрушение которого может привести к катастрофическим последствиям, его способность противостоять максимальной эксплуатационной нагрузке должна быть подтверждена одним из следующих способов:

(i) Расчетом, испытаниями или тем и другим вместе должен быть определен максимальный непроклей каждого клеевого соединения, при котором сохраняется способность выдерживать нагрузки, указанные в пункте (a)(3) настоящего параграфа. При проектировании конструкции должны быть предусмотрены необходимые мероприятия, предотвращающие непроклей каждого клеевого соединения, превышающий эту величину; или

(ii) На каждом изготовленном экземпляре конструкции должна быть выполнена процедура контрольных статических испытаний, при которой каждое критическое клеевое соединение должно быть нагружено наиболее критической из максимальных эксплуатационных нагрузок; или

(iii) Должны быть установлены надежные методы и средства периодического неразрушающего контроля, которые позволяли бы гарантировать прочность каждого соединения.

(6) Если для какой-либо части конструкции показано, что применение принципа допустимости повреждения является для нее практически невыполнимым, испытаниями частей конструкции или расчетом, подкрепленным испытаниями, должно быть показано выполнение одного из следующих условий:

(i) После усталостного повреждения или явного (очевидного) частичного разрушения этой части конструкции катастрофическое разрушение не является вероятным и оставшаяся конструкция способна выдержать в качестве расчетной нагрузку, равную 100% наиболее критической максимальной эксплуатационной нагрузки; или

(ii) Эта часть конструкции способна противостоять ожидаемым в эксплуатации переменным нагрузкам различной величины. Должны быть проведены испытания частей, фрагментов, элементов конструкции или образцов, достаточные для установления коэффициента надежности по рассеянию долговечности и для определения влияния внешней среды. При обосновании следует учитывать, что сохранение остаточной прочности, соответствующей расчетной нагрузке, должно обеспечиваться вплоть до повреждения максимального необнаруживаемого размера.

(b) Металлическая конструкция планера. Если Заявитель в соответствии с требованиями 23.571(c) или 23.572(a)(3) принял решение об использовании принципа допустимости повреждения, анализ должен включать в себя определение возможного расположения и вида повреждения, вызванного усталостью, коррозией или случайными факторами. Такое определение должно проводиться на основе расчета, подкрепленного результатами испытаний, и, при его наличии, на основе опыта эксплуатации. Должно быть рассмотрено многоочаговое усталостное повреждение, если конструкция такова, что можно ожидать возникновение повреждения этого типа. Анализ должен рассматривать подкрепленные экспериментальными данными расчеты, касающиеся переменных нагрузок и статической прочности. Размер повреждения, рассматриваемый при анализе остаточной прочности в любой момент времени в пределах эксплуатационной наработки самолета, должен включать в себя максимальное необнаруживаемое повреждение и последующий его рост под действием переменных нагрузок. В результате анализа остаточной прочности должно быть показано, что оставшаяся конструкция способна выдерживать наиболее критическую из максимальных эксплуатационных полетных нагрузок, рассматриваемую в качестве расчетной нагрузки. Герметические кабины должны выдерживать следующие нагрузки:

(1) Нормальное рабочее избыточное давление в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением совместно с оговоренными выше полетными условиями нагружения.

(2) Ожидаемое внешнее аэродинамическое давление в горизонтальном полете в сочетании с избыточным давлением в кабине, в 1,1 раза превышающим нормальное рабочее избыточное давление, без приложения каких-либо других нагрузок.

23.574. Допустимость повреждения и анализ усталости металлических конструкций самолетов переходной категории

Для самолетов переходной категории:

(a) Допустимость повреждения металлических конструкций. Оценкой прочности, детального проектирования и изготовления конструкции должно быть показано, что катастрофическое разрушение конструкции вследствие усталости, коррозии, дефектов или повреждений будет исключено в процессе эксплуатации самолета. Эта оценка должна проводиться в соответствии с требованиями 23.573, за исключением случаев, оговоренных в пункте (b) данного параграфа, для каждого основного конструктивного элемента, разрушение которого может оказаться катастрофическим.

(b) Оценка усталости (безопасный ресурс). Выполнение требований, изложенных в пункте (a) данного параграфа, не требуется, если Заявителем установлено, что требования допустимости повреждения для данной конструкции практически невыполнимы. Для такой конструкции должно быть показано соответствующим анализом на основании расчетов, подкрепленных результатами испытаний на сопротивление усталости, что удастся избежать катастрофического разрушения от действия переменных нагрузок, ожидаемых в пределах установленного ресурса. При этом должны применяться соответствующие коэффициенты надежности.

23.575. Анализ переменных нагрузок и порядок поддержания летной годности

(a) Анализ, проводимый в соответствии с требованиями настоящего подраздела, должен:

(1) Включать в себя типовой спектр нагружения (т.е. нагрузки при наземных режимах движения, цикл "земля-воздух-земля", маневренные нагрузки, нагрузки от атмосферной турбулентности).

(2) Учитывать значимое взаимное влияние аэродинамических поверхностей.

(3) Рассматривать значимое воздействие на нагружение конструкции, вызванное срывом потока от вращающегося воздушного винта и бафтинга, вызываемого действием сходящих вихрей.

(b) На основании результатов анализа, выполненного в соответствии с требованиями 23.571, 23.573 или 23.574, должны быть предусмотрены осмотры и/или другие мероприятия, необходимые для предотвращения аварийного или катастрофического разрушения; они должны быть включены в разделы "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, разрабатываемых в соответствии с требованиями 23.1529.

Раздел D. ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ

23.601. Общие положения

Пригодность всех вызывающих сомнение частей и деталей конструкции, имеющих важное значение для безопасной эксплуатации, следует определять путем испытаний.

23.603. Материалы и качество изготовления

(a) Пригодность и долговечность материалов, используемых для изготовления деталей, поломка которых может отрицательно повлиять на безопасность, должны:

(1) Определяться по опыту или путем испытаний.

(2) Соответствовать утвержденным техусловиям, гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных.

(3) Оцениваться с учетом влияния ожидаемых в эксплуатации окружающих условий, таких, как температура и влажность.

23.605. Технологические процессы

(a) Используемые технологические процессы должны стабильно обеспечивать качество конструкций. Если для достижения этой цели технологический процесс (такой, как склеивание, точечная сварка или термообработка) требует тщательного контроля, то этот процесс должен осуществляться в соответствии с одобренными технологиями.

(b) Каждый новый технологический процесс в производстве самолета должен быть обоснован результатами испытаний.

23.607. Самоконтрящиеся гайки

(a) Все снимаемые крепежные детали должны иметь два независимых контрящих устройства, если выпадение этих крепежных деталей может помешать продолжению безопасного полета и посадке.

(b) На крепежные детали и их контровочные устройства не должны неблагоприятно влиять окружающие условия, связанные с особенностями их установки.

(c) Самоконтрящиеся гайки не разрешается использовать на любых болтах, подверженных вращению при эксплуатации, если помимо самоконтрящегося устройства не будет применено контрящее устройство нефрикционного типа.

23.609. Защита элементов конструкции

Каждый элемент конструкции должен:

(a) Быть соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая:

(1) Атмосферные воздействия.

(2) Коррозию.

(3) Истирание.

(b) Иметь средства для вентиляции и дренажа, если это необходимо для его защиты.

23.611. Обеспечение доступа

Для каждой части конструкции, требующей технического обслуживания и осмотра, должны быть предусмотрены конструктивные средства (например, лючки) для обеспечения возможности такого обслуживания.

23.613. Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения

(a) Прочностные характеристики материалов должны определяться на основании достаточного количества испытаний, с тем чтобы расчетные значения можно было устанавливать на основе статистики.

(b) Расчетные значения следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пункте (e) настоящего параграфа, соответствие данному пункту должно быть показано на основе выбора расчетных значений, которые обеспечивают прочность материала со следующей вероятностью:

(1) 99% - с 95%-ным доверительным интервалом, когда приложенные нагрузки передаются через единичный элемент агрегата, разрушение которого приводит к потере конструктивной целостности агрегата.

(2) 90% - с 95%-ным доверительным интервалом для статически неопределимой конструкции, в которой разрушение любого отдельного элемента приводит к тому, что приложенные нагрузки безопасно распределяются по другим несущим элементам.

(c) Влияние температуры на допустимые напряжения, принимаемые при расчете ответственных элементов или узлов конструкции, должно учитываться, если значительный тепловой эффект имеет место при нормальных эксплуатационных условиях.

(d) [Зарезервирован]

(e) Более высокие расчетные значения могут быть использованы, если производится "дополнительный отбор" материала, при котором образец каждого отдельного полуфабриката подвергается испытаниям перед его использованием, чтобы убедиться, что его фактическая прочность равна или выше расчетной.

(a*) Характеристики материала должны соответствовать техническим условиям на материалы, содержащимся в общепринятых документах, утвержденных Компетентным органом, либо подготовленных организацией, которая, по мнению Компетентного органа, располагает соответствующими возможностями. При определении расчетных характеристик материала конструктор должен в случае необходимости изменять и/или распространять их значения, приводимые в технических условиях, для учета особенностей применяемых технологических процессов (например, метода проектирования, формования, механической обработки и последующей термообработки).

23.619. Специальные коэффициенты безопасности

Коэффициент безопасности, приведенный в 23.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, приведенные в 23.621 - 23.625, для каждой детали конструкции, прочность которой:

(a) Ненадежна.

(b) Может ухудшиться в процессе эксплуатации до плановой замены; или

(c) Может значительно изменяться вследствие несовершенства технологических процессов или методов контроля.

23.621. Коэффициенты безопасности для отливок

(a) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b) - (d) настоящего параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техусловиями. Пункты (c) и (d) настоящего параграфа относятся к любым конструкционным отливкам, за исключением отливок, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или другой жидкостной системы и не воспринимают нагрузки, действующие на конструкцию.

(b) Напряжения в опорах и опорных поверхностях. Коэффициенты безопасности для отливок, указанные в пунктах (c) и (d) настоящего параграфа:

(1) Не должны превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля.

(2) Не должны применяться к опорным поверхностям детали, коэффициент безопасности которой превышает ее коэффициент безопасности для отливок.

(c) Критические отливки. Условия, приведенные ниже, относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продолжению безопасного полета и посадке самолета или привести к серьезным травмам экипажа и пассажиров.

(1) Все критические отливки должны:

(i) Иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 1,25 и проходить 100%-ный контроль визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим, или другим утвержденным эквивалентным методом неразрушающего контроля.

(ii) Иметь коэффициент безопасности для отливок не менее 2,0 и проходить 100%-ный визуальный контроль и 100%-ный контроль утвержденным неразрушающим методом. Когда установлена утвержденная процедура количественного контроля и приемлемый статистический анализ позволяет уменьшить объем контроля, неразрушающий контроль может быть уменьшен по сравнению со 100% и проводиться на основе выборочного метода.

(2) Если критические отливки имеют коэффициент безопасности менее 1,50, необходимо подвергать статическим испытаниям 3 образца отливок на соответствие:

(i) Требованиям 23.305 к прочности при расчетной нагрузке, соответствующей коэффициенту безопасности для отливок 1,25.

(ii) Требованиям 23.305 к деформации при нагрузке в 1,15 раза больше эксплуатационной.

(3) Примерами таких отливок являются узлы крепления конструкции, детали систем управления полетом, шарниры, подвески поверхностей управления и крепления весовых компенсаторов, опоры и узлы крепления кресел, спальных мест, привязных ремней, топливных и масляных баков, клапаны герметизации кабин.

(d) Некритические отливки. Условия, приведенные ниже, относятся ко всем отливкам, кроме указанных в пунктах (c) и (e) настоящего параграфа:

(1) Кроме случаев, предусмотренных в пунктах (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, коэффициенты безопасности для отливок и соответствующие проверки должны отвечать требованиям таблицы, приведенной ниже:

(2) Если введена утвержденная процедура контроля качества, то невизуальными методами можно проверять меньший процент отливок, чем указано в пункте (d)(1) настоящего параграфа.

(3) Для отливок, производимых по техусловиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают демонстрацию этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок:

(i) Можно брать коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0.

(ii) Следует установить процедуру проверки в соответствии с требованиями для коэффициентов безопасности 1,25 - 1,50, приведенными в пункте (d)(1) настоящего параграфа, и испытывать в соответствии с пунктом (c)(2) настоящего параграфа.

(e) Неконструкционные отливки. Отливки, которые используются для неконструкционных целей, не требуют оценки, испытаний и проверок.

23.623 Коэффициенты безопасности для опор

(a) Все детали, имеющие установочные зазоры (ходовая посадка) и подвергающиеся сотрясениям или вибрации, должны иметь коэффициент безопасности для опор достаточно большой, чтобы учесть воздействие обычных для детали относительных перемещений.

(b) Для шарниров подвески поверхностей управления и узлов соединений системы управления требования пункта (a) настоящего параграфа удовлетворяются, если коэффициенты безопасности принимаются согласно 23.657 и 23.693 соответственно.

23.625. Коэффициенты безопасности для стыковых узлов (фитингов)

Условия, приведенные ниже, относятся ко всем стыковым узлам (деталям, используемым для соединения одного элемента конструкции с другим).

(a) Для всех стыковых узлов (фитингов), прочность которых не доказана испытаниями на эксплуатационные и расчетные нагрузки с воспроизведением фактических напряжений в стыковом узле и окружающих конструкциях, коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный не менее 1,15, должен относиться:

(1) Ко всем частям стыкового узла.

(2) К деталям крепления.

(3) К опорам соединяемых элементов.

(b) Коэффициент безопасности для стыковых узлов не требуется применять для соединений, спроектированных на основе данных всесторонних испытаний (например, сплошные равномерные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей "в замок").

(c) Для всех стыковых узлов, выполненных заодно с деталью, стыковым узлом (фитингом) считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции.

(d) Для всех кресел, спальных мест, поясных и плечевых ремней должно быть доказано расчетом, испытаниями или тем и другим, что их крепления к конструкции способны выдерживать инерционные силы, приведенные в 23.561, умноженные на коэффициент безопасности для стыковых узлов, равный 1,33.

23.627. Усталостная прочность

Прочность, детальное проектирование и технология изготовления конструкции должны свести к минимуму вероятность опасного усталостного разрушения, особенно в местах концентрации напряжений.

23.629. Флаттер, дивергенция, реверс органов управления, аэроупругая устойчивость самолета при взаимодействии с системой управления

(a) Должно быть доказано специальными исследованиями (расчетами, испытаниями моделей, частотными испытаниями планера или его частей), что во всем диапазоне полетных весов самолета и на всех высотах полета исключена возможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции до скорости VD, увеличенной в 1,2 раза.

(1) Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера. Перечень параметров и степень их изменения устанавливается на основе опыта обеспечения отсутствия флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований, но в их число обязательно должны быть включены:

(i) Жесткость на кручение и расстояние от оси жесткости до центра тяжести сечений основной поверхности.

(ii) Демпфирование, весовая балансировка и жесткость проводки управления (а также люфт в ней) для всех органов управления.

(2) Результаты расчетов и испытаний моделей должны быть скорректированы по результатам частотных испытаний самолета или его частей.

(3) Фактическая весовая балансировка всех органов управления должна подтверждаться в соответствии со специальной инструкцией.

(a*) Расчеты и испытания моделей должны быть выполнены так, чтобы определить как симметричные, так и асимметричные формы флаттера и чувствительность форм флаттера к определяющим параметрам.

(b) Для доказательства отсутствия флаттера разрешается использовать результаты специальных летных испытаний на флаттер, проводимых вплоть до скорости VD. В этих испытаниях должно быть показано, что:

(1) Имело место необходимое для возбуждения лимитирующих форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие вплоть до скорости VD.

(2) Колебания конструкции самолета, возникающие вследствие внешних воздействий, указывают на отсутствие флаттера.

(3) Имеется необходимый уровень демпфирования вплоть до скорости VD.

(4) Не имеется большого и резкого падения демпфирования при приближении к скорости VD.

(5) Летная проверка отсутствия флаттера обязательна, если схема самолета необычна или в результате проведенных исследований по пунктам (a) и (a*) настоящего параграфа имеет место одно из следующих условий:

(i) Флаттер возникает при скорости полета менее 1,25VD.

(ii) Имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра.

(iii) Имеется несоответствие между результатами расчетного и экспериментального исследований.

(c) [Зарезервирован]

(d) Возможно использование упрощенных методов исследования флаттера, изложенных в Руководстве для конструкторов ("Расчет самолета на флаттер", том 1, разд. 35000, вып. 1943 г.), если:

(1) VD/MD для самолета менее 480 км/ч (индикаторная скорость) и менее числа M = 0,5.

(2) Крыло самолета не несет больших сосредоточенных масс, таких, как двигатели, поплавки или концевые топливные баки.

(3) Самолет:

(i) Не имеет Т-образного или других нетрадиционных схем хвостовых оперений.

(ii) Не имеет необычного распределения массовых характеристик или других конструктивных отличий, не позволяющих использовать упрощенные методы исследований.

(iii) Не имеет полностью поворотных стабилизатора или киля.

(e) Для винтовых самолетов с двигателями на крыле динамическая схема должна учитывать наличие значительных аэродинамических, инерционных, упругих и демпфирующих сил, действующих на воздушный винт, двигатель и узлы его крепления. Отсутствие флаттера должно быть обеспечено не только для исходного состояния этих параметров, но и при некотором их изменении.

(f) Должно быть доказано отсутствие флаттера, дивергенции и реверса органов управления вплоть до скорости VD:

(1) Для самолетов, удовлетворяющих условиям пунктов (d)(1), (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой вспомогательной системе управления (триммер, кинематический сервокомпенсатор и т.п.).

(2) Для остальных типов самолетов - после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой основной системе управления и в любой вспомогательной системе управления, а также в системе противофлаттерного демпфера.

(g) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев безопасного разрушения, приведенных в 23.571 и 23.572, должно быть доказано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости VD/MD при усталостном повреждении или частичном, заведомо обнаруживаемом, разрушении одного из основных элементов конструкции.

(h) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев допустимости повреждения, приведенным в 23.573 и 23.574, должно быть показано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости VD/MD при повреждении, для которого показано, что остаточная прочность достаточна.

(i) При изменении типовой конструкции, которое может повлиять на флаттерные характеристики, невозможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции может быть доказана только на основе анализа, основанного на ранее одобренных материалах.

(a*) При всех предусмотренных конфигурациях и для всех полетных весов, высот и режимов полета, начиная с наземных и вплоть до полета на скорости VD/MD, должна быть обеспечена устойчивость самолета при взаимодействии конструкции планера с механической и автоматической системой управления в диапазоне частот упругих колебаний планера.

Для обеспечения данной устойчивости амплитуднофазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура "самолет-система управления" должна удовлетворять следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от - 60° до + 60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,5. Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости (см. рис. 1).

Рис. 1

При этом, если в результате проведенных расчетных и наземных исследований установлено, что при нахождении АФЧХ в правой полуплоскости ее модуль превышает 0,3, выполнение указанного выше условия должно быть обязательно подтверждено результатами летных испытаний.

Крыло

23.641. Доказательство прочности

Прочность крыла с работающей обшивкой должна быть доказана путем статических испытаний или сочетанием расчета на прочность и статических испытаний.

Поверхности управления

23.651. Доказательство прочности

(a) Поверхности управления должны испытываться на расчетные нагрузки. При этом также испытываются "кабанчики" или фитинги, к которым крепятся элементы системы управления.

(b) В расчетах на прочность нагрузки предварительной затяжки расчалок должны учитываться точным расчетом или расчетом в запас.

23.655. Установка

(a) Установка отклоняемых поверхностей должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалось взаимодействие между любыми поверхностями, элементами их крепления или прилегающими неподвижными элементами конструкции, когда одна из поверхностей находится в наиболее критическом положении, а другие отклоняются во всем допустимом диапазоне.

(b) В случае применения управляемого стабилизатора для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие диапазон его отклонений такими углами, которые обеспечивают безопасность полета и посадки.

23.657. Узлы подвески

(a) Узлы подвески поверхностей управления, за исключением узлов с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, использованного в опоре.

(b) В узлах подвески с шариковыми и роликовыми подшипниками не должны превышаться утвержденные номинальные характеристики подшипников.

23.659. Весовая компенсация

Поддерживающие элементы и крепления сосредоточенных весовых балансиров, используемых в конструкции поверхностей управления, должны быть рассчитаны на перегрузки:

(a) 24 - перпендикулярно плоскости поверхности управления.

(b) 12 - в продольном (по отношению к самолету) направлении.

(c) 12 - параллельно оси, проходящей через узлы подвески.

Системы управления

23.671. Общие положения

(a) Системы управления должны выполнять свои функции легко, плавно и стабильно.

(b) Рычаги систем управления должны быть расположены и обозначены так, чтобы обеспечивалось удобство в работе и предотвращалась возможность ошибок и непреднамеренного действия пилота.

23.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление

Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для доказательства соответствия требованиям летных характеристик настоящих Норм, то такие системы должны удовлетворять требованиям 23.671 и следующим требованиям:

(a) Должна быть предусмотрена отчетливо различимая пилотом при ожидаемых условиях эксплуатации, но не требующая его внимания сигнализация любого отказа в системе улучшения устойчивости или в любой другой автоматической системе, или в бустерной системе, который может повлечь за собой опасные условия, если пилот не может сам обнаружить отказ. Системы сигнализации не должны приводить в действие системы управления.

(b) Конструкция системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы, или бустерной системы должна обеспечивать возможность вмешательства пилота в управление в начальной стадии отказа, не требуя от него исключительного умения или значительных усилий, путем отключения системы или ее поврежденной части, или путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении.

(c) Следует показать, что после любого одиночного отказа системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической системы, или бустерной системы:

(1) Самолет безопасно управляется, если отказ или неисправность происходит на любой скорости или высоте в пределах установленных эксплуатационных ограничений, которые являются критическими для рассматриваемого отказа.

(2) Требования к управляемости и маневренности удовлетворяются в пределах эксплуатационных режимов (например, скорости, высоты, нормальных перегрузок и конфигураций самолета), которые оговорены в Руководстве по летной эксплуатации самолета.

(3) Характеристики балансировки, устойчивости и сваливания не ухудшаются более тех пределов, которые гарантируют безопасное продолжение полета и посадку.

23.673. Основные системы управления полетом

(a) Основными являются такие системы управления полетом, которые непосредственно используются пилотом для управления самолетом по тангажу, крену и курсу.

(a*) В случае применения в системе управления регулятора передаточных чисел для улучшения характеристик управляемости самолета, выбранный диапазон регулирования должен обеспечивать безопасное завершение полета при отказе регулятора.

Если в системе управления для этой цели применяется механизм нелинейной передачи, то диапазон изменения коэффициента передачи должен исключать возможность раскачки самолета пилотом на любом эксплуатационном режиме полета.

(b*) Включение в систему управления автопилота должно удовлетворять требованиям 23.1329. Кроме того, при нерезервированном автопилоте диапазон отклонения поверхностей управления по сигналам автопилота должен быть ограничен безопасным для полета значением при активном отказе системы автопилота.

23.675. Упоры

(a) Системы управления должны быть снабжены упорами, которые ограничивают диапазон отклонения подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данными системами.

(b) Расположение упоров должно быть таким, чтобы изменение диапазона перемещения поверхности управления вследствие износа, слабины или разрегулировки натяжных устройств не оказывало отрицательного влияния на характеристики управления.

(c) Упоры должны выдерживать нагрузки, соответствующие расчетным условиям для системы управления.

23.677. Системы балансировки

(a) Должны быть приняты меры предосторожности для предотвращения непреднамеренного, неправильного или резкого отклонения триммеров. Вблизи рычагов управления триммерами должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычага управления балансировкой относительно направления движения самолета. Кроме того, должны предусматриваться указатели, показывающие пилоту положение балансировочного устройства по отношению к диапазону регулирования, а в случаях поперечного и путевого триммирования - еще и нейтральное положение. Этот указатель должен быть виден пилоту, спроектирован и установлен таким образом, чтобы предотвратить ошибки пилота. Указатель триммирования по тангажу должен иметь маркировку крайних положений или диапазона, в котором было продемонстрировано осуществление безопасного взлета самолета при любом положении центровки и положений закрылков, одобренных для взлета.

(b) Балансировочные устройства должны быть спроектированы так, чтобы при отказе любого одного элемента трансмиссии основной системы управления полетом управляемость самолетом была приемлемой для безопасного полета и посадки:

(1) На однодвигательных самолетах - с устройством продольной балансировки.

(2) На многодвигательных самолетах - с устройствами продольной и путевой балансировок.

(c) Система управления триммером должна быть необратимой, если триммер не имеет весовой балансировки, и в связи с этим не исключается возможность возникновения флаттера. Необратимые системы управления триммерами должны иметь достаточную жесткость и надежность на участке от триммера до места крепления к конструкции самолета устройства, обеспечивающего необратимость.

(d) Должно быть продемонстрировано, что самолет безопасно управляется и что пилот может выполнять все маневры и действия, необходимые для безопасной посадки после любого возможного в эксплуатации самопроизвольного ухода системы балансировки из заданного положения, с учетом запаздывания действий пилота по времени, связанного с распознаванием увода системы балансировки. Демонстрация должна выполняться при критических весах и центровках самолета.

23.679. Стопоры системы управления

Если имеется устройство стопорения системы управления на земле или на воде, то:

(a) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие:

(1) Давать безошибочное предупреждение пилоту о включении стопора; или

(2) Автоматически отключать устройство при нормальной работе пилота основными рычагами управления самолетом.

(b) Устройство должно быть установлено так, чтобы ограничивать управление самолетом, если устройство включено и пилот получает безошибочное предупреждение об этом перед взлетом.

(c) Устройство должно иметь средство, предотвращающее возможность его случайного включения в полете.

23.681. Статические испытания на расчетную нагрузку

(a) Соответствие требованиям настоящих Норм должно быть доказано испытаниями на расчетные нагрузки, при которых:

(1) Выбором направления испытательных нагрузок создаются наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления.

(2) Испытаниям подвергаются также все узлы, ролики и кронштейны, используемые для крепления системы к основной конструкции.

(b) Соответствие специальным коэффициентам для соединений системы управления, имеющих угловое перемещение, должно быть доказано расчетами или отдельными статическими испытаниями.

23.683. Испытания на функционирование

(a) Испытаниями на функционирование должно быть доказано, что когда поверхности управления приводятся в действие из кабины пилота при нагрузке системы, предписанной в пункте (b) настоящего параграфа, система работает без:

(1) Заедания.

(2) Чрезмерного трения.

(3) Чрезмерного отклонения органов управления.

(b) Необходимо применить следующие испытательные нагрузки:

(1) Для основной системы управления - меньшие из двух видов нагрузок, соответствующих эксплуатационным воздушным нагрузкам на данную поверхность или эксплуатационным усилиям пилота, приведенным в 23.397(b).

(2) Для вспомогательных органов управления - нагрузки не ниже соответствующих максимальному усилию пилота согласно 23.405.

23.685. Элементы системы управления

(a) Все элементы системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключалось заклинивание, заедание и воздействие на них пассажиров, грузов и незакрепленных предметов, а также образование влаги в местах, где ее замерзание может вызвать отказ системы управления.

(b) В кабине экипажа должны быть приняты меры, предотвращающие попадание посторонних предметов в такие места, где они могут вызвать заклинивание системы управления.

(c) Должны быть приняты меры, предотвращающие удары тросов или тяг о другие части самолета.

(d) Все элементы системы управления полетом должны иметь четкую и постоянную маркировку и быть спроектированы так, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки, которая привела бы к нарушению функционирования системы управления.

23.687. Пружинные устройства

Надежность пружинных устройств, применяемых в системе управления, должна подтверждаться испытаниями, воспроизводящими условия эксплуатации, если отказ пружины может вызвать флаттер или привести к снижению безопасности полета.

23.689. Тросовые системы

(a) Все используемые тросы, узлы крепления тросов, тандеры, места соединения тросов и роликов должны быть утвержденного типа. Кроме того:

(1) В основных системах управления не должны применяться тросы диаметром менее 3,175 мм.

(2) Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалось опасное изменение натяжения тросов во всем диапазоне перемещений при эксплуатационных условиях и во всем диапазоне изменения температуры.

(3) Должна быть обеспечена возможность визуального осмотра всех направляющих, роликов, наконечников и тандеров.

(b) Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики должны быть снабжены установленными вблизи предохранительными устройствами против смещения и перехлестывания тросов даже при их провисании. Все ролики должны находиться в одной плоскости с тросом во избежание трения троса о бортик ролика.

(c) Направляющие тросов должны устанавливаться таким образом, чтобы они не изменяли направление троса более чем на 3°.

(d) В системах управления не должны применяться находящиеся под воздействием нагрузки или имеющие подвижность серьги с осевыми шпильками, законтренные только шплинтами.

(e) Тандеры должны устанавливаться на участках троса, не имеющих угловых перемещений во всем диапазоне хода троса.

(f) Тросы управления триммерами не относятся к основной системе управления полетом, и на самолетах, на которых при наиболее неблагоприятных положениях триммеров обеспечивается безопасность полета, диаметр этих тросов может быть менее 3,175 мм.

23.691. Искусственная система предотвращения сваливания

Если функцию системы искусственного предотвращения сваливания выполняет, например, толкатель ручки, который используется для демонстрации соответствия 23.201(c), то система должна удовлетворять следующим требованиям:

(a) При регулировке системы для применения должны быть определены допуски по скорости (положительный и отрицательный), при которых будет срабатывать управление на пикирование.

(b) При рассмотрении допустимых допусков по скорости (положительных и отрицательных), установленных в соответствии с пунктом (a) настоящего параграфа, должны выбираться такие величины скоростей для срабатывания на пикирование, которые имеют безопасный запас от скорости, при которой имеют место небезопасные характеристики сваливания.

(c) В дополнение к предупреждению о сваливании, которое требуется в соответствии с 23.207, должно быть предусмотрено предупреждение, которое ясно различимо пилоту при всех условиях полета и не требующее внимания пилота, для неисправностей, которые будут препятствовать данной системе выполнять требуемое движение по тангажу.

(d) Любая такая система должна быть спроектирована так, чтобы она могла быть быстро и правильно отключена пилотами посредством быстрого (аварийного) восстановления управления, чтобы предотвратить нежелательное пикирование самолета, и удовлетворять требованиям 23.1329(b).

(e) Должен быть установлен предполетный осмотр системы, а процедура осмотра должна быть представлена в РЛЭ. Предполетный осмотр должен быть включен в раздел ограничений РЛЭ, одобренный Компетентным органом.

(f) Для самолетов, на которых установлен автопилот:

(1) Быстрое (аварийное) восстановление управления, установленное в соответствии с 23.1329(d), может быть использовано для удовлетворения требований пункта (d) настоящего параграфа; и

(2) Сервопривод тангажа может быть использован в этой системе для создания движения на пикирование.

(g) При показе соответствия требованиям 23.1309 система должна быть оценена, чтобы определить влияние обнаруживаемых и необнаруживаемых отказов, которые могут иметь влияние на продолжение безопасного полета и посадку самолета или способности экипажа справиться с негативными условиями, которые могут возникнуть в результате отказа. Данная оценка должна включать в себя рассмотрение опасностей, связанных с летными характеристиками самолета, если система не сработает, и опасностей, связанных с неожиданным движением по тангажу при скоростях, превышающих выбранные скорости сваливания, которое вызвано отказом.

23.693. Соединения

Соединения проводки управления (в системах с жесткой проводкой), которые имеют угловые перемещения, за исключением соединений с шариковыми и роликовыми подшипниками, должны иметь специальный коэффициент безопасности не менее 3,33 по отношению к пределу прочности на смятие самого мягкого материала, применяемого в опоре. Для соединений тросовой системы управления этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0. Утвержденные номинальные характеристики шариковых и роликовых подшипников не должны превышаться.

23.697. Система управления закрылками

(a) Система управления закрылками крыла должна быть спроектирована таким образом, чтобы при отклонении закрылков в любое заданное положение, которое удовлетворяет требованиям настоящих Норм к летным характеристикам, они не могли перемещаться из заданного положения, если только это перемещение не вызвано воздействием на рычаги управления или работой автоматического устройства ограничения нагрузки на закрылок.

(b) Скорость перемещения закрылков в ответ на управляющие команды пилота или автоматических устройств должна обеспечивать удовлетворительные пилотажные и летные характеристики при установившихся или изменяющихся скоростях полета, мощности двигателей и пространственном положении самолета.

(c) Если соответствие требованию 23.145(b)(3) предписывает установку закрылков в не полностью убранное положение, место установки рычага управления закрылками в это положение должно быть расположено так, чтобы требовалось определенное изменение направления движения рычага управления за это положение.

23.699. Указатель положения закрылков

Должен быть предусмотрен указатель положения закрылков.

(a) Для закрылков, которые можно устанавливать только в положения уборки и полного выпуска, если:

(1) Механизм управления не обеспечивает чувство управления и положения закрылков (как при применении механической связи); или

(2) Пилоту трудно определить положение закрылков без опасного отвлечения от других задач пилотирования в любых условиях полета, днем и ночью.

(b) Для закрылков, которые можно устанавливать в промежуточные положения, если:

(1) Любое положение закрылков, в дополнение к положениям уборки и полного выпуска, используется для демонстрации соответствия требованиям настоящих Норм к летным характеристикам.

(2) Установка закрылков не удовлетворяет требованиям пункта (a)(1) настоящего параграфа.

23.701. Взаимосвязь между закрылками

(a) Основные крыльевые закрылки и связанные с ними перемещаемые поверхности - как система - должны удовлетворять следующим требованиям:

(1) Быть синхронизированы механической связью между закрылками, которая независима от системы привода закрылков; или должна применяться другая одобренная эквивалентная система синхронизации; или

(2) Быть спроектированы так, чтобы отказ системы закрылков, который приводил бы к появлению небезопасных летных характеристик самолета, был практически невероятным.

(b) Следует показать, что самолет обладает безопасными летными характеристиками при любой комбинации экстремальных положений индивидуально отклоняемых поверхностей (механически связанные поверхности должны рассматриваться как единая поверхность).

(c) В случае применения механической связи на многодвигательных самолетах она должна быть рассчитана на несимметричные нагрузки, возникающие в полете с неработающими двигателями, расположенными по одну сторону от плоскости симметрии, и при работе остальных двигателей на режиме взлетной мощности. Для однодвигательных самолетов, а также для многодвигательных самолетов, у которых нет влияния струи от воздушных винтов на закрылки, можно допускать, что на одну сторону действует 100% критической воздушной нагрузки, а на другую - 70%.

(a*) Связь между закрылками должна быть рассчитана на нагрузки, которые имеют место, когда поверхности закрылков с одной стороны плоскости симметрии заклинило и они неподвижны и к ним прилагается полная мощность приводящей системы, а поверхности закрылков с другой стороны - свободны для движения.

23.703. Система аварийной сигнализации при взлете

Для самолетов переходной категории, если не может быть показано, что устройства продольной балансировки, которые влияют на взлетные характеристики самолета, будут давать небезопасные взлетные конфигурации при установке их вне одобренных взлетных положений, система аварийной сигнализации при взлете должна быть установлена и удовлетворять следующим требованиям:

(a) Система должна обеспечивать пилотам звуковую сигнализацию, которая автоматически включается на начальной стадии выполнения взлета, если самолет находится в конфигурациях, при которых не может быть выполнен безопасный взлет. Сигнализация должна продолжаться до тех пор, пока:

(1) Конфигурация не будет изменена до допустимой для безопасного взлета; или

(2) Пилотом не будут приняты действия для прекращения взлета.

(b) Условия включения сигнализации должны четко соблюдаться при всех одобренных значениях взлетной мощности и процедурах взлета, а также зависеть от принятых для сертификации диапазонов взлетного веса, высоты аэродромов и температур.

Шасси

23.721. Общие положения

К стойкам шасси самолетов переходной категории с числом посадочных мест, исключая места пилотов, 10 и более предъявляются следующие требования:

(a) Основные стойки шасси должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок на взлете (разбеге) и посадке (пробеге) (предполагается, что нагрузки действуют в направлении вверх и назад) характер разрушения был таким, чтобы не возникла утечка топлива из любой части топливной системы в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара.

(b) Самолет должен быть спроектирован так, чтобы в контролируемом состоянии мог осуществлять посадку на подготовленную ВПП при одной (или более) невыпущенной стойке шасси; при этом не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара.

(c) Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть доказано анализом (расчетом, исследованием) или испытаниями, или тем и другим вместе.

23.723. Испытания амортизации

(a) Должно быть доказано, что эксплуатационные перегрузки, выбранные для расчета согласно 23.473 для взлетного и посадочного весов соответственно, не будут превышены. Это должно быть доказано испытаниями на поглощение энергии, за исключением следующего: для случаев увеличения ранее утвержденных взлетного и посадочного весов разрешается использовать расчет на основе проведенных испытаний системы шасси с идентичными характеристиками энергопоглощения.

(a*) Максимальная энергия, которую должна воспринимать амортизационная система при динамическом приложении нагрузки, определяется следующими условиями:

(1) 1,5 эксплуатационной энергии при редуцированной массе, соответствующей расчетному посадочному весу самолета, и подъемной силе, заданной в 23.473(e).

(2) Если при указанных в пункте (a*)(1) настоящего параграфа энергии, весе и подъемной силе величина вертикальной составляющей скорости в первый момент посадки получится меньше чем 1,2 скорости снижения, заданной в 23.473(d)(1), то дополнительно должно быть рассмотрено поглощение амортизационной системой максимальной энергии при скорости снижения, равной 1,2 скорости, заданной в 23.473(d)(1), и подъемной силе самолета, равной его весу.

23.725. Испытания на сброс при эксплуатационных условиях

(a) Если соответствие требованиям 23.723(a) доказывается испытаниями на свободное падение, то эти испытания должны проводиться на целом самолете или на агрегатах, состоящих из колеса, пневматика и амортизатора, собранных соответствующим образом. Высота свободного падения (h, м) должна быть не менее определенной по следующей формуле:

h = 0,042 \sqrt{G/S,}

где:

G/S - удельная нагрузка на крыло, кгс/м2.

Однако высота свободного падения не должна быть менее 0,234 м и может не превышать 0,475 м.

(b) Если при испытаниях на свободное падение влияние подъемной силы крыла представляется эквивалентным уменьшением веса, шасси должно сбрасываться с эффективным весом, равным

Ge = G x (h + (1 - L) d) / (h + d)

где: