Летных характеристик, характеристик устойчивости

Летных характеристик, характеристик устойчивости

и управляемости требованиям разделов А и В

Авиационных правил 23 (АП-23).

 

 

ВВедение

Настоящие “Методы определения соответствия” подготовлены в связи с введением в действие Авиационных правил, часть 23 (АП-23). Эти “Методы...” предусматривают получение на основе летных испытаний материалов, необходимых для определения соответствия требованиям разделов А и В Авиационных правил, часть 23. Структурно “Методы...” построены также, как АП-23, и состоят из параграфов, имеющих ту же нумерацию.

Как правило, в параграфах кратко излагается методика и условия проведения испытаний, а также указывается, какие материалы следует представить для подтверждения соответствия.

Изложенные методики по подтверждению соответствия требований АП-23 носят рекомендательный характер. В соответствии с особенностями конкретного самолета эти методики по предложению Заявителя могут быть изменены и, с согласия экспертов, одобрены Авиационным регистром.

Настоящие “Методы...” являются дополнительными материалом к документам, регламентирующим проведение испытаний самолетов:

- Руководство по производству испытательных полетов (РПИП),

- Наставление по производству полетов(НПП),

- Руководство по испытаниям авиационной техники (РИАТ),

- Рекомендательные циркуляры и пр.

В Приложении 1 приводятся Обозначения, принятые в АП-23 и FAR-23, а также определения, сокращения, обозначения, используемые в отечественной практике.

В Приложениях 2...3 даются рекомендации по подготовке, методике проведения летных испытаний, а также обработке результатов летных испытаний.

Настоящие “Методы определения соответствия” учитывают Поправки 1, 2 и 3 к АП-23.

Если при проведении испытаний не представляется возможным установить достаточный объем контрольно-записывающей аппаратуры (КЗА), допускается вместо графических материалов представить летные оценки ведущих летчиков облета.

Раздел А - Общие положения

Параграф 23.1.

Параграф 23.1. является вводным и регламентирует категории самолетов, которые подлежат сертификации на соответствие Авиационных Правил 23 (АП-23). Процедуры, применяемые при сертификации самолета, изложены в Авиационных Правилах 21 (АП-21). В заключительном Акте сертификационных заводских испытаниях самолета делается утвердительная запись о соответствии. В дальнейшем Акт сертификационных заводских испытаний самолета именуется “доказательная документация”

 

Параграф 23.3

В параграфе 23.3. даны требования, в соответствии с которыми самолет относится к нормальной, многоцелевой, акробатической или переходной категории, на который подается заявка, о чем делается запись в доказательной документации. В зависимости от категории к самолету применяются соответствующие требования АП-23.

 

Раздел В. Полет

 

Параграф 23.21.

Соответствие требованиям обеспечивается:

- инженерной оценкой,

- испытаниями самолета и его систем,

- опытом эксплуатации,

о чем делается запись в доказательной документации.

Инженерная оценка включает в себя рассмотрение конструкции, анализ описаний, чертежей и другой конструкторской документации, расчеты, анализ отказобезопасности и пр.

Испытания самолета и его систем включает в себя стендовые, лабораторные испытания, наземные и летные испытания, моделирование и пр.

На основании обобщения опыта эксплуатации самолетов производится расчет вероятности возникновения особых ситуаций и оценка последствий отказов систем и агрегатов самолета.

Испытания должны производиться при всех установленных комбинациях веса самолета и центровки в диапазоне вариантов загрузки, для которых запрашивается сертификат.

В процессе летных испытаний разрешаются следующие величины допустимых отклонений основных параметров.

 

Параметр	Допуск
Вес	+5%, -10%
Критические параметры, зависящие от веса	+5%, -1%
Центровка	±7% от полного диапазона

Для отдельных видов испытаний могут быть разрешены большие допуски и установлены допуски для других параметров по согласованию с Авиационным Регистром.

В случаях, когда изменение параметра, на который существует допуск, влияет на результаты испытаний, то условия проведения испытаний должны гарантировать соответствие измеренных характеристик реальным предельным значениям.

Контрольно-записывающая аппаратура (КЗА) должна быть оттарирована не ранее, чем за 6 месяцев до начала испытаний. КЗА, предназначенная для проведения испытаний на критических режимах, должна быть оттарирована не ранее, чем за 60 дней до начала испытаний.

При использовании балласта для создания необходимого веса и центровки необходимо быть уверенным, что нагрузки в месте установки груза не приведут к разрушению конструкции или неконтролируемому изменению центровки при выполнении предписанных режимов полета.

В доказательной документации делается запись о том, что обеспечивается соответствие требованиям п. 23.21 и что испытания проводятся в соответствии с процедурами, предусмотренными АП-21. Конкретные значения параметров, указанных выше, приводятся в соответствующих разделах доказательной документации.

 

Параграф 23.23.

При проведении испытаний необходимо оценить влияние на характеристики самолета изменения веса самолета, центровок (включая поперечное и вертикальное изменение центра тяжести). В результате этих испытаний устанавливаются диапазоны весов и центровок, в пределах которых возможна безопасная эксплуатация самолета, о чем делается соответствующая запись в доказательной документации.

 

Параграф 23.25.

Максимальный вес ограничивается

- по выбору Заявителя,

- наибольшим весом, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23 к нагружению конструкции,

- наибольшим весом, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23 к летным характеристикам.

Допускается устанавливать максимальный взлетный вес, максимальный посадочный вес и максимальный стояночный вес. Максимальный стояночный вес может превышать максимальный взлетный вес на величину веса топлива, предназначенного для запуска, прогрева двигателя и руления.

1. Максимальный вес устанавливается при предположении, что

а) во-первых,

- вес каждого летчика и пассажира 77 кг на самолетах нормальной и переходной категории и 86 кг на самолетах многоцелевой и акробатической категорий, если на трафарете не указан другой вес,

- маслобаки полностью заправлены,

- топлива достаточно, по крайней мере, для полета при работе двигателя(ей) на режиме максимальной продолжительной мощности не менее 30 минут для дневного визуального полета и не менее 45 минут для ночного полета и полета по приборам;

б) во-вторых,

- на рабочих местах находится летный экипаж минимального состава,

- топливные баки и маслобаки заполнены полностью.

2. Минимальный вес, при котором доказывается соответствие всем применимым требованиям АП-23, устанавливается при предположении, что

- вес пустого самолета соответствует весу, определенному в соответствии с п.23.29 АП-23,

- на рабочих местах находится летный экипаж минимального состава, при этом вес каждого члена экипажа по 77 кг,

- вес топлива, определяется следующим образом:

(i) для самолетов с ТРД - 5% от полной заправки топливом при конкретной компоновке топливных баков, применяемой во время исследований,

(ii) для других самолетов - вес топлива, необходимый на полчаса полета на режиме работы двигателя(ей) при максимальной продолжительной мощности.

Значения максимального и минимального веса приводятся в доказательной документации.

 

Параграф 23.45.

В соответствии с требованиями АП-23 летные характеристики должны определяться в спокойной атмосфере для получения стабильных данных.

Результаты испытания по определению летных характеристик поршневых самолетов нормальной, многоцелевой и акробатических категорий с максимальным весом 2720 кг и ниже, как правило, приводятся к стандартным атмосферным условиям (СА), а для характеристик, которые зависят от ветра, к штилю.

Заявитель должен разработать и согласовать методику пересчета летных характеристик для условий, отличных от стандартных, и представить ее в качестве доказательной документации.

Испытания по определению летных характеристик самолетов переходной категории, самолетов нормальной, многоцелевой и акробатических категорий с поршневыми двигателями при максимальном весом более, чем 2720 кг и самолетов с газотурбинными двигателями выполняются во всем диапазоне температур и высот и масс, включая предельные значения, на которые запрашивается Сертификат.

Численные значения основных термодинамических параметров и других физических характеристик атмосферы для различных высот стандартной атмосферы (СА) - представлены в ГОСТ 4401-81.

Если нет других указаний характеристики взлета и посадки должны удовлетворяться при следующих условиях:

- до высоты аэродрома над уровнем моря 3000 м;

- при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30^о С для самолетов с поршневыми двигателями с весом 2720 кг и менее;

- при температуре окружающего воздуха выше стандартной на 30^о С или температуре, при которой определяется соответствие требованиям п.п. 23.1041-23.1047 к системам охлаждения (если эта температура ниже) - для самолетов с поршневыми двигателями с весом более 2720 кг и при температуре выше стандартной на 30^о С - для самолетов с газотурбинными двигателями;

- характеристики самолета должны быть установлены при положении створок капота или средств управления системой охлаждения двигателя воздухом в положении, соответствующем требованиям п.п. 23.1041-23.1047.

Мощность (тяга) двигателя должна находиться в пределах допустимых значений, установленных Разработчиком двигателя. В процессе проведения испытаний, при определении летных характеристик, все системы и агрегаты, потребляющие мощность от двигателя, должны быть включены в соответствии с рекомендациями Руководства по летной эксплуатации (РЛЭ).

Летные характеристики, на которые влияет мощность или тяга, должны определяться при относительной влажности

- 80% - при стандартной температуре и ниже,

- 34% - при температуре на 28^оС выше стандартной и при более высокой температуре.

В диапазоне между указанными двумя температурами относительная влажность должна изменяться линейно.

Учет влияния относительной влажности на летные характеристики может производиться

- пересчетом с использованием методики приведения,

- определением летных характеристик при различных значениях относительной влажности и приведением этих характеристик к нормируемым значениям относительной влажности.

При проведении летных испытаний должны отработаны такие рекомендации в РЛЭ,

- чтобы их мог уверенно выполнять экипаж средней квалификации,

- включать допуск на любые реально возможные задержки во времени при выполнении процедур, предписанных этими рекомендациями.

Определение дистанций взлета и посадки, изменения конфигурации, скорости и тяги двигателя(ей) должны соответствовать процедурам, установленным Заявителем для эксплуатации. В летной оценке должно быть отмечено, что эти процедуры может выполнить экипаж средней квалификации.

Дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть установлены на ровной, сухой и твердой ВПП.

Если запрашивается Сертификат для эксплуатации самолета на грунтовых и снежных аэродромах дистанции взлета и разбега, дистанции прерванного взлета, посадочные дистанции должны быть определены и приведены в РЛЭ в соответствии с п. 23.1583(р).

Для подтверждения соответствия требованиям АП-23 самолетов переходной категории необходимо следующее.

- Заявитель должен выбрать конфигурации самолета, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.

- Конфигурация самолета может варьироваться в зависимости от веса, высоты и температуры.

- 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 должны производиться в соответствии с процедурами, установленными Заявителем для эксплуатационных условий.

- Должны быть установлены процедуры выполнения ухода на второй круг.

В летной оценке должно быть отмечено, что процедуры, установленные для эксплуатации самолета может уверенно выполнять экипаж средней квалификации в атмосферных условиях, обычно встречающихся в эксплуатации, используются методы или устройства, которые являются безопасными и надежными и включают допуск на любые реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.

Соответствие требованиям параграфа 23.45 подтверждается результатами летных испытаний и расчетов, о чем делается запись в доказательной документации.

 

Параграф 23.49.

Летные испытания по определению скорости сваливания желательно проводить на ранних этапах сертификационных заводских испытаний с тем, чтобы имелись данные для определения нормируемых скоростей при проведении испытаний. Для определения индикаторных скоростей в летных испытаниях следует определить поправки к указателю воздушной скорости вплоть до скорости сваливания.

(1) В параграфе 23.49 приводятся определения скоростей V_S0 и V_S1 и требуется, чтобы эти скорости устанавливались по методике, указанной в параграфе 23.201.

К условиям, когда можно считать, что достигнуто сваливание самолета, относятся следующие:

- неуправляемое движение самолета по тангажу на пикирование,

- достижение упоров органов управления самолета.

Термин “неуправляемое движение самолета по тангажу на пикирование” относится к моменту, при котором движение тангажа не может больше предотвращаться путем отклонения органов управления рулем высоты “на себя”.

Для самолетов, которые оборудованы системой предотвращения сваливания скоростью сваливания является скорость, при которой включается автомат отдачи органа управления рулем высоты “от себя”.

Соответствие требованиям пунктов 23.49(а), (d) и (е) подтверждается результатами летных испытаний, о чем делается запись в доказательной документации, с указанием

- положения воздушного(ых) винта(ов),

- положения шасси,

- положения закрылков,

- положения створок капота(ов),

- центровки и веса самолета.

(2) Скорость сваливания V_S0 при максимальном весе не должна превышать 113 км/ч (61 узла) для

- одномоторных самолетов и

- многомоторных самолетов с максимальным весом не более 2720 кг, которые не могут выполнить условия минимальной скороподъемности, установленной в п. 23.67 (b) при неработающем критическом двигателе.

Все одномоторные самолеты и те многомоторные с максимальным весом не более 2720 кг, у которых скорость сваливания V_S0 превышает 113 км/ч и которые не удовлетворяют требованиям п. 23.67 (b)(2)(i), должны удовлетворять требованиям п. 23.562 (d).

Соответствие требованиям пункта 23.49(b) и (с) подтверждается результатами летных испытаний, о чем делается запись в доказательной документации с указанием величины скорости сваливания V_S0 при максимальном весе.

Положение РУД (дросселей) поршневого двигателя. Для самолетов с поршневым(и) двигателем(ями) скорость сваливания определяется при положении воздушного(ых) винта(ов) во взлетном положении и при работе двигателя(ей) на режиме малого газа с закрытым(и) дросселем(ями). Допускается использование режима двигателя(ей), достаточного для создания нулевой тяги воздушного винта при скорости, не превышающей более, чем на 10% скорость сваливания.

Самолеты с газотурбинными двигателями. Для самолетов с газотурбинными двигателями требуется, чтобы эффективная тяга при определении скорости сваливания была не выше нулевой или, если тяга на режиме малого газа не оказывает существенного влияния на скорость сваливания, то эту скорость можно определять при работе двигателя(ей) на режиме малого газа. Необходимо использование воздушного(ых) винта(ов) (если имеется) во флюгерном положении, если доказано, что скорости сваливания при флюгерном положении винта(ов) являются более высокими.

Соответствие требованиям параграфа 23.49(f) подтверждается результатами летных испытаний, о чем делается запись в доказательной документации.

 

Параграф 23.51.

В процессе летных испытаний должна быть определена скорость V_R, т.е. 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.

V_R должна быть скоростью, обеспечивающей безопасность полета при всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя.

1. Скорость взлета самолета с двумя двигателями и больше.

В соответствии с требованиями п.23.51 скорость V_R -

- для многодвигательных самолетов не должна быть меньше, чем большая из 1.05V_MCG, 1.05V_MC или 1.1V_S1.

При определении скоростей взлета для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий оценивается управляемость самолета после отказа критического двигателя в любой момент времени между отрывом и достижением высоты 15 м.

Для многодвигательных самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категории скорость V₂ по достижении высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности должна быть не менее большей из - 1.1V_MC или 1.2V_S1.

Скорость V₂ должна обеспечивать безопасность продолжения полета или аварийной посадки во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ критического двигателя, о чем делается запись в летной оценке.

2. Скорости взлета с одним двигателем.

В соответствии с требованиями п.23.51 для однодвигательных самолетов скорость V_R не должна быть меньше V_S1.

Для однодвигательных самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категории скорость V₂ по достижении высоты 15 м над уровнем взлетной поверхности должна быть не менее 1.2V_S1.

Безопасная скорость взлета V₂ при достижении высоты 15 м выбирается так, чтобы она была не менее скорости 1.2V_S1, В испытаниях необходимо доказать, что при полете на этой скорости обеспечивается безопасность в непрерывном полете во всех условиях, включая турбулентность и полный отказ двигателя.

Для демонстрации безопасности скоростей взлета выполняются полеты с отказом двигателя на высотах 0.5...3 м, 12...15 м и 7...9 м. На высоте 15 м самолет должен иметь скорость V₂. Вес самолета - максимальный взлетный, центровка - наиболее неблагоприятная для взлета, конфигурация - рекомендованная для взлета.

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо представить графики изменения по времени скорости, высоты полета, отклонений рычагов управления и усилий на них, перегрузок и угловых скоростей. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для обеспечения безопасной посадки. Если при проведении испытаний не представляется возможным установить достаточный объем контрольно-записывающей аппаратуры (КЗА), допускается вместо графических материалов представлять летные оценки ведущих летчиков.

Скорость V₂ должна обеспечивать безопасность полета во всех условиях, включая турбулентность воздуха и полный отказ двигателя, о чем делается запись в летной оценке.

Соответствие устанавливается тем, что делается запись в доказательной документации, подтверждающая, что скорости взлета определены при соблюдении требований п. 23.51.

3. Самолеты переходной категории.

Для самолетов переходной категории необходимо установить скорость принятия решения V₁, которая зависит от скорости V_EF:

Скорость отказа критического двигателя V_EF - это индикаторная земная скорость, на которой происходит отказ критического двигателя. Скорость V_EF должна выбираться Заявителем, однако она не может быть меньше, чем большая из следующих величин - 1.05V_MC, установленной в соответствии c 23.149(b), или не менее V_MCG, установленной в соответствии c 23.149(f).

Скорость принятия решения V₁ является индикаторной земной скоростью, на которой в результате отказа двигателя или по другим причинам пилот принимает решение продолжить или прервать взлет. Скорость принятия решения на взлете V₁ не может быть меньше скорости V_EF 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.

Интервал времени между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда летчик распознает отказ двигателя и реагирует на него устанавливается при проведении летных испытаний, но должен быть не менее 1 сек.

Скорость V_R не может быть меньше скоростей V₁ , 1.05V_MC, 1.05V_MCG 1.1V_S1.

Скорость в момент подъема передней стойки шасси V_R, на которой самолет может оторвать переднее колесо, должна быть показана как достаточная для безопасного продолжения взлета при внезапном отказе критического двигателя при обычной летной квалификации летчика.

Скорость V_R. выбирается одинаковой 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.

Безопасная скорость взлета V₂, выраженная в виде земной индикаторной скорости, выбирается так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в параграфе 23.67, но она не должна быть меньше V₁ или меньше 1,2V_S1.

В доказательной документации делается запись, подтверждающая, что взлетные характеристики определены при соблюдении требований п. 23.53 к взлетным скоростям.

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо представить графики изменения по времени скорости, высоты полета, отклонений рычагов управления и усилий на них, перегрузок и угловых скоростей. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для обеспечения безопасной посадки.

Взлет с уменьшенными скоростями V_R и V₂.

Перед выполнением полетов по определению дистанции взлета с одним неработающим двигателем целесообразно выполнить полеты с использованием нормальной угловой скорости подъема передней стойки шасси на скоростях V_R - 5 км/ч, V_R - 10 км/ч. Взлет от высоты 10,7 м должен выполняться на скорости не ниже V₂ - 10 км/ч.

Определение дистанции взлета с одним неработающим двигателем и с использованием нормальной угловой скорости подъема передней стойки шасси на скорости V_R - 10 км/ч_. производится в конфигурации, предписанной для взлета. Взлет от высоты 10,7 м должен выполняться на скорости не ниже V₂ - 10 км/ч. Касание хвостовой частью самолета о ВПП недопустимо. Вес самолета - максимальный взлетный, центровка - наиболее неблагоприятная для взлета (как правило - предельно передняя центровка).

Выполняются также полеты с использованием увеличенной угловой скорости подъема передней стойки шасси на скорости V_R, вплоть до максимально возможной.

Для подтверждения соответствия необходимо представить графики изменения по времени скорости, высоты полета, отклонений рычагов управления и усилий на них, перегрузок и угловых скоростей. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

Если шины колес имеют ограничения по прочности, то необходимо обратить внимание, чтобы скорости отрыва при различном сочетании веса, температуры наружного воздуха, высоты расположения аэродрома, силы и направления ветра не превышали этих ограничений. В случае, когда скорости колес при некоторых условиях меньше скоростей отрыва, ограничения колес по скорости должны быть отмечены в доказательной документации и внесены в РЛЭ с указанием, что максимальный взлетный вес следует определять с учетом этих ограничений.

В доказательной документации должно быть отмечено, что при показе 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 используется одно значение скорости V_R.

 

Параграф 23.53.

Основной целью требований п.23.53 к взлету является определение взлетной дистанции, в пределах которых самолет достигает скорость, достаточную для обеспечения необходимой безопасности взлета, в том числе при отказе двигателя.

Взлетная дистанция - расстояние от точки начала движения разбега до точки, где достигается высота 15 м для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий или высота 10.7 м для самолетов переходной категории, в летных испытаниях определяется как непосредственно, так и по участкам - сумме дистанций разбега и дистанции воздушного участка.

Для гидросамолетов и самолетов-амфибий, взлетающих с водной поверхности, началом измерений может быть точка, в которой достигнута путевая скорость не более 5.5 км/ч.

При выполнении взлета должны использоваться конфигурации самолета, соответствующие типовым, - заявленным для сертификации, двигатели должны работать в пределах установленных эксплуатационных ограничений, створки капота находиться в нормальном взлетном положении.

Определение дистанции взлета осуществляется при следующих условиях:

- взлетный вес (0.95...1.0)G_взл,

- центровка средняя, если доказано, что центровка не влияет на дистанцию взлета, или наиболее неблагоприятная,

- ветер не более 5 м/с,

- поверхность ВПП - сухая и другие состояния, на которые запрашивается Сертификат.

Количество режимов при взлете с нормально работающим(ими) двигателем(ями) - не менее 6, а при взлете с отказавшим двигателем количество режимов - достаточное для того, чтобы получить достоверные результаты.

В процессе летных испытаний должны быть определены аэродинамические поправки на режимах взлета, когда близость земли может оказать определенное влияние на работу приемников воздушного давления.

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо представить графики изменения по времени скорости, высоты полета, отклонений рычагов управления и усилий на них, перегрузок и угловых скоростей. Необходимо представить значения взлетных дистанций (в табличном или графическом виде) в зависимости от веса, температуры наружного воздуха, высоты расположения (величины атмосферного давления) аэродрома. В доказательной документации делается запись, подтверждающая, что взлетные характеристики определены при соблюдении требований п. 23.53.

В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для обеспечения безопасного выполнения взлета или для обеспечения безопасной посадки.

 

Параграф 23.55.

Определение дистанции прерванного взлета осуществляется при следующих условиях:

- взлетный вес (0.95...1.0)G_взл,

- центровка средняя, если доказано, что центровка не влияет на дистанцию взлета, или наиболее неблагоприятная,

- ветер не более 5 м/с,

- поверхность ВПП сухая и другие состояния, на которые запрашивается сертификат,

- температура наружного воздуха и атмосферное давление, в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации, на которые запрашивается Сертификат.

Допускается проведение испытаний при температуре на 5^оС ниже, а высота аэродрома на 250 м ниже тех, на которые запрашивается сертификат, если заявитель не докажет, что можно допустить большие пределы приведения. В последнем случае необходимо представить материалы наземных и/или летных испытаний двигателя, подтверждающие расчетные характеристики тяги в ожидаемых условиях эксплуатации.

Летные испытания проводятся с отказом критического двигателя на скоростях V_EF , равной V_R - (5-10), V_R - (10-15), если это допустимо с точки зрения безопасности полета.

Средства, отличные от тормозов колес, могут быть использованы для определения дистанции прерванного взлета, если эти средства безопасны и надежны, их можно применять при неработающем критическом двигателе, они используются таким образом, что в обычных условиях эксплуатации можно ожидать получение устойчивых результатов, и таковы, что не требуют исключительного мастерства для управления самолетом.

Применение первого средства торможения производится после обнаружения отказа двигателя, но не менее, чем через 1 секунду после достижения V_EF. Применение других средств торможения производится одно за другим с интервалом не менее 1 секунды, если не требуется большего времени. Если необходима команда для приведения в действие устройства торможения другим членом экипажа, то временная задержка должна быть не менее 2-х секунд.

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо представить данные по величине дистанции прерванного взлета. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики управляемости самолета и рекомендации по выполнению полета позволяют безопасно выполнить прерванный взлет летчику средней квалификации.

Параграф 23.57.

Определение траектории взлета осуществляется при следующих условиях:

- взлетный вес (0.95...1.0)G_взл,

- центровка средняя, если доказано, что центровка не влияет на дистанцию взлета, или наиболее неблагоприятная,

- ветер не более 5 м/с,

- поверхность ВПП сухая и другие состояния, на которые запрашивается Сертификат,

- температура наружного воздуха и атмосферное давление, в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации, на которые запрашивается сертификат.

Траектория взлета определяется в процессе непрерывного набора высоты 450 м над взлетной поверхностью или высоты, в которой заканчивается переход от взлетной к маршрутной конфигурации, в зависимости от того, какая точка выше. Допускается определять траекторию взлета по участкам, с последующим суммированием этих участков.

Определение траектории взлета должно основываться на методах, предписанных в параграфе 23.45;

Выполнение полета. Самолет разгоняется по земле до скорости V_EF, на которой критический двигатель выключается и остается выключенным на остальной части взлета. При разгоне до скорости V₂ передняя стойка шасси отрывается от земли на скорости V_R. Уборка шасси производится только после отрыва самолета от земли.

После достижения скорости V₂ на высоте 10.7 м над взлетной поверхностью самолет продолжает полет на скорости, не меньшей V₂, до достижения самолетом высоты 120 м над взлетной поверхностью без изменения конфигурации самолета и тяги или мощности работающего(их) двигателя(ей), кроме уборки шасси и автоматического флюгирования воздушного винта неработающего двигателя.

Если траектория взлета определяется методом суммирования ее участков, то должно быть выполнено следующее.

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

- Вес самолета, конфигурация и мощность или тяга должны быть постоянными на каждом участке и должны соответствовать наиболее критическому условию, преобладающему на данном участке.

- Траектория полета должна определяться на основе летных характеристик самолета без учета влияния земли.

Данные траектории взлета должны быть проверены демонстрационными взлетами до точки, в которой самолет находится вне влияния земли и его скорость стабилизируется, чтобы убедиться в том, что эта траектория определена с запасом относительно непрерывной траектории.

Для подтверждения соответствия необходимо представить графики изменения скорости, высоты полета с указанием моментов изменения конфигурации самолета и режима работы двигателя(ей) по времени или в зависимости от расстояния до точки старта. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

 

Параграф 23.59.

Параграф 23.61.

Определение траектории начального набора высоты осуществляется при следующих условиях:

- взлетный вес (0.95...1.0)G_взл,

- центровка средняя,

- ветер не более 5 м/с,

- температура наружного воздуха и атмосферное давление, в соответствии с ожидаемыми условиями эксплуатации, на которые запрашивается Сертификат.

Траектория начального набора высоты начинается на высоте 10.7 м над взлетной поверхностью в конце потребной дистанции взлета, определяемой в соответствии с параграфом 23.59.

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо представить данные по величине чистой траектории начального набора высоты, которая определяется следующим образом.

Данные чистой траектории начального набора высоты представляют фактические траектории начального набора высоты, определенные в соответствии с п. 23.57 и п. 23.61(а) АП-23, уменьшенные в каждой точке на градиент набора высоты, равный:

(1) 0,8% для самолетов с двумя двигателями;

(2) 0,9% для самолетов с тремя двигателями;

(3) 1,0% для самолетов с четырьмя двигателями.

На той части траектории начального набора высоты, на которой самолет разгоняется в горизонтальном полете, указанное уменьшение градиента набора высоты вводится как эквивалентное уменьшение ускорения разгона.

 

Параграф 23.63.

 

При проведении сертификационных работ и определении соответствия требованиям параграфов 23.65, 23.66, 23.67, 23.69 и 23.77 к летным характеристикам необходимо учитывать следующее.

Летные характеристики должны быть определены вне влияния земли.

Скорости при определении градиентов набора/снижения должны быть не менее, чем те, которые показаны в соответствии с требованиями по охлаждению двигателей, указанными в п.п. 23.1041 - 23.1047;

При выполнении режимов угол крена при одном неработающем двигателе должен быть не более 5^о для выдерживания прямолинейного полета.

Для подтверждения соответствия этих требований в доказательной документации необходимо указать, что для самолетов нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом 2720 кг и менее установлено соответствие п.п. 23.65(а), 23.67(а) и 23.77(а) при выбранных максимальных взлетном и посадочном весах в стандартной атмосфере. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

Для подтверждения соответствия требований к самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с поршневыми двигателями с максимальным весом более 2720 кг, а также к самолетам нормальной, многоцелевой и акробатической категорий с газотурбинным(и) двигателем(ями) в доказательной документации необходимо указать, что значения дистанций взлета и посадки определены для всех возможных весов, в зависимости от высоты аэродрома и окружающей температуры наружного воздуха с эксплуатационными ограничениями установленными в соответствии с 23.65(b), 23.67(b)(1) и(2) для взлета и в соответствии с 23.67(b)(2) и 23.77(b) для посадки.