Самолеты переходной категории.

Для подтверждения соответствия требований к самолетам переходной категории наборы высоты с одним неработающим двигателем выполняются на постоянной скорости (“зубцы”) на средних высотах 300...500 м над уровнем взлетной поверхности, на 4...6 скоростях.

Градиенты набора высоты определяются при следующих условиях.

а) Взлет; шасси выпущено.

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

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

- Шасси выпущено, створки шасси открыты.

- Закрылки во взлетном положении.

- Полет выполняется без крена.

- Скорость набора высоты 1.2V_S1.

б) Взлет; шасси убрано.

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

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

- Шасси убрано.

- Закрылки во взлетном положении.

- Скорость набора высоты 1.2V_S1.

в) Маршрутная конфигурация.

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

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

- Шасси убрано.

- Закрылки убраны.

- Скорость набора не менее 1.2V_S1 или 1.1V_MC.

г) Уход на второй круг.

- Критический двигатель не работает и его воздушный винт находится в положении минимального сопротивления.

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

- Шасси убрано.

- Закрылки в положении захода на посадку.

- Скорость набора высоты соответствует скорости ухода на второй круг, но не должна превышать 1.5V_S1.

Для подтверждения соответствия в доказательной документации необходимо представить графики вертикальной скорости и/или градиента набора высоты в зависимости от скорости и высоты полета, конфигурации самолета, режима работы двигателя(ей).

 

18. Параграф 23.69.

Все двигатели работают. Для подтверждения соответствия требований выполняются наборы высоты со всеми работающими двигателями на постоянной скорости (“зубцы”) на средних высотах 300...500 м над уровнем взлетной поверхности, на 4...6 скоростях. Выполнение “зубцов” повторяется через каждые 1000...1500 м, вплоть до потолка.

- Режим работающего(их) двигателя(ей) не выше максимального продолжительного.

- Шасси убрано.

- Закрылки убраны.

- Скорость набора высоты е менее 1.3V_S1.

Установившийся градиент набора высоты и вертикальная скорость набора высоты должны быть определены при всех возможных весах и температурах окружающего воздуха в соответствии с ограничениями установленными Заявителем.

Отказ одного двигателя. Установившийся градиент набора высоты/снижения определяется при тех же условиях, что и со всеми работающими двигателями 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 выше максимальной продолжительной мощности;

(iii) Шасси убрано;

(iv) Закрылки убраны; и

(v) Скорость набора не менее 1.2V_S1 или 1.1V_MC.

Для подтверждения соответствия в доказательной документации необходимо представить графики вертикальной скорости и/или градиента набора высоты в зависимости от скорости и высоты полета, конфигурации самолета, режима работы двигателя(ей).

Параграф 23.71.

 

Для подтверждения соответствия требований выполняется планирование с перепадом высот не менее dH = 300 м при неработающем двигателе. Воздушный винт (если имеется) - в положении минимального сопротивления. Определяется влияние шасси и механизации крыла на вертикальную скорость снижения и выбирается скорость полета, на которой обеспечивается при выключенном двигателе наибольшая величина горизонтального участка - скорость максимального качества при заявленных конфигурациях самолета. Режимы выполняются на постоянной скорости (на 4...6 скоростях.) и на 2...4 высотах.

В доказательной документации необходимо представить графики вертикальной скорости и/или градиента планирования в зависимости от скорости и высоты полета, конфигурации самолета, а также значения скоростей, на которых достигается максимальное качество для каждой конфигурации.

 

Параграф 23.73.

Для подтверждения соответствия требований этого параграфа необходимо в доказательной документации указать, что скорости, рекомендованные для захода на посадку, установлены при соблюдении условий, указанных в п 23.73 АП-23.

Параграф 23.75.

Посадка.

(1) Посадочная дистанция - расстояние по горизонтали от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью до полной остановки или до путевой скорости 5,5 км/ч - при посадке на воду гидросамолетов и амфибий; индикаторная скорость снижения V_REF должна быть не менее, чем 1,3V_C1. Градиент снижения - 5.2% или меньше, если самолет не имеет возможности реализовать снижение с этим градиентом.

Если скорость захода на посадку менее 200км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты:

- 9 м при градиенте снижения 5.2%,

- 15 при градиенте снижения более 5.2%, но не более 10%.

При определении посадочной дистанции необходимо учитывать следующее:

- начиная с момента пролета высоты 15 м над посадочной поверхностью и до момента, спустя не менее 2 с после касания, должна сохраняться посадочная конфигурация самолета (за исключением случаев автоматического изменения конфигурации);

- для операций, выполняемых членами экипажа по команде пилота, вводится интервал времени в 1 сек с момента подачи команды до момента начала ее выполнения;

- для операций, выполняемых одним и тем же членом экипажа и не связанных с перемещением штурвала и (или) педалей, вводится интервал времени в 1 сек с момента завершения предыдущей операции до начала последующей.

Торможение колес шасси производится только после касания самолета, при этом не могут использоваться средства аварийного торможения самолета.

Давление в системе торможения колес не должно превышать значений, установленных для сертификации.

Если используются средства, отличающиеся от колесных тормозов, то должно быть подтверждено, что эти средства

- безопасны и надежны,

- используются таким образом, что дают устойчивые результаты в эксплуатации,

- не требуют исключительного мастерства для управления самолетом.

Если использование каких-либо средств торможения самолета, 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.

Если дополнительные средства торможения приводятся не автоматически и летными испытаниями не доказано, что их применение до касания не может приводить к нежелательным последствиям, то начало их применения допускается не ранее, чем через 3 сек. с момента касания самолетом взлетно-посадочной поверхности.

Посадочные характеристики определяются при

- посадочном весе (0.95...1.0)G_пос,

- конфигурации, рекомендованной для захода на посадку и посадки;

- средней центровке, если доказано, что центровка не влияет на посадочную дистанцию, или наиболее неблагоприятной,

- ветре не более 5 м/с,

- для вех рекомендованных посадочных конфигураций

- поверхности ВПП - сухой и других состояний, на которые запрашивается Сертификат.

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

На основании результатов испытаний рассчитываются потребные посадочные дистанции для сухих взлетно-посадочных полос; при этом потребная посадочная дистанция равна посадочной дистанции, умноженной на коэффици- ент:

- 1.67 - для основных аэродромов,

- 1.43 - для запасных аэродромов.

Для покрытых атмосферными осадками взлетно-посадочных полос потребная посадочная дистанция выбирается как наибольшая из

- посадочной дистанции при посадке на рассматриваемое состояние поверхности взлетно-посадочной полосы, умноженной на коэффициент 1.43;

- потребной посадочной дистанции, определенной для сухой ВПП.

Для мокрых взлетно-посадочных полос, в том случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на влажных ВПП не производилось, потребная посадочная дистанция может быть получена как потребная посадочная дистанция для сухих ВПП, умноженная на коэффициент 1.15.

(2) Для подтверждения соответствия требований этого параграфа необходимо представить данные по величинам посадочной дистанции и дистанции пробега.

В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики управляемости самолета и рекомендации по выполнению полета -

- позволяют безопасно выполнить заход на посадку и посадку летчику средней квалификации,

- при рекомендованной методике посадка не требует исключительно благоприятных атмосферных условий, включая турбулентность и боковой ветер, и при этом посадка выполняется без превышения допустимых вертикальных перегрузок или стремления к подпрыгиванию, "козлению", капотированию и неуправляемому развороту на земле и воде,

- позволяют безопасно выполнить уход на второй круг, с высоты 15 м.

В летной оценке необходимо оценить возможность использования средств торможения самолета, зависящих от работы двигателя(ей), на ВПП, покрытых осадками.

 

Параграф 23.77.

Характеристики ухода на второй круг для самолетов нормальной, акробатической и многоцелевой категории с максимальным весом 2720 кг и менее, определяются при следующих условиях:

- посадочный вес (0.95...1.0)G_пос,

- режим работы двигателя(ей) взлетный,,

- шасси выпущено,

- закрылки в положении, рекомендованном для захода на посадку.

Если закрылки можно безопасно убрать не более, чем за две секунды без потери высоты и без резких изменений угла атаки или исключительного летного мастерства, то для самолетов с максимальным весом 2720 кг и менее они могут быть в убранном положении.

Рекомендованная скорость ухода на второй круг должна быть не менее V_REF.

Характеристики ухода на второй круг для самолетов с максимальным весом более 2720 кг с поршневым(и) двигателем(ями), для самолетов нормальной, акробатической и многоцелевой категории с газотурбинным(и) двигателем(ями), а также для самолетов переходной категории, определяются при следующих условиях:

- посадочный вес (0.95...1.0)G_пос,

- режим работы двигателя(ей) не более, чем мощность или тяга двигателя(ей), получаемая через 8 с после начала перемещения секторов газа из положения полетного малого газа,

- шасси выпущено,

- закрылки в положении, рекомендованном для захода на посадку.

 

Для подтверждения соответствия этому параграфу необходимо в доказательной документации представить данные по величинам установившегося градиента набора высоты на рекомендованной скорости при уходе на второй круг.

В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики управляемости самолета и рекомендации по выполнению полета -

- позволяют безопасно выполнить уход на второй круг летчику средней квалификации,

- при рекомендованной методике уход на второй круг не требует исключительно благоприятных атмосферных условий, включая турбулентность.

 

Параграф 23.141.

Соответствие устанавливается тем, что в доказательной документации делается запись, подтверждающая, что самолет удовлетворяет требованиям параграфов от 23.143 до 23.253 АП-23 при любой возможной в практике нагрузке и на всех эксплуатационных высотах, запрашиваемых при сертификации, включая максимальную эксплуатационную высоту, указанную в п. 23.1527 АП-23, без необходимости исключительного мастерства, быстроты реакции и чрезмерных усилий летчика.

При проведении летных испытаний следует обратить внимание на меры по безопасности выполнения режимов.

Эти меры, в частности, должны включать в себя постепенность, а именно

- при повышении сложности режимов,

- при достижении летных ограничений,

- применение средств, с помощью которых самолет, в случае необходимости, может быть возвращен на эксплуатационные режимы, а также

- возможности аварийного покидания самолета в случае критической ситуации.

Следует обратить внимание на допустимые по прочности отклонения органов управления при увеличении скорости полета и величины отклонения этих органов и обеспечить непревышение ограничений по нагрузкам на конструкцию самолета.

 

Параграф 23.143.

Соответствие устанавливается тем, что в доказательной документации делается запись, подтверждающая, что самолет безопасно управляется и выполняет маневры при взлете, наборе высоты, горизонтальном полете, снижении, уходе на второй круг и посадке с выпущенными и убранными закрылками, на нем обеспечена возможность плавного перехода от одного режима полета к другому без опасности превышения предельной перегрузки на всех возможных режимах эксплуатации, в том числе при внезапном отказе любого двигателя многодвигательного самолета и без превышения усилий на органах управления при выполнении маневров.

 

Параграф 23.145.

(а) На высоте 1000...1500 м и скорости, близкой к 1.3V_S1 сбалансировать самолет. Уменьшить скорость по сравнению с балансировочной на 10...15 км/ч, но не менее 1.1V_S1. Затем привычными действиями рычага управления рулем высоты отклонить рычаг управления рулем высоты “от себя” и быстро разогнать до балансировочной скорости при следующих условиях:

- двигатель(и) работают на максимальном продолжительном режиме и газ убран,

- закрылки и шасси убраны и выпущены,

- центровка предельно передняя и предельно задняя.

Примечание. Термин “привычными действиями рычага управления рулем высоты” означает то, что в процессе выполнения режима не допускается двойных движений рычага управления рулем вы соты для балансировки самолета, а усилия на рычаге в процес- се увеличения скорости должны возрастать в направлении ”от себя”.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления и усилий на органах управления в зависимости от индикаторной скорости. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

(b)(1) На высоте 1000...1500 м самолет с выпущенным шасси и с убранными закрылками сбалансировать на скорости, близкой к 1.4V_S1. Режим двигателя(ей) в начальных условиях:

- малый газ,

- режим - необходимый для горизонтального полета.

Без изменения балансировки выпустить закрылки в посадочное положение как можно быстрее, при этом допускается изменение скорости от 1.4V_S1 до 1.4V_S0,

(2) На высоте 1000...1500 м самолет с выпущенными шасси и закрылками на скорости, близкой к 1.3V_S0. 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 увеличивать скорость от 1.3V_S0 до 1.3V_S1. Шасси убирается при положительном угле набора высоты.

На высоте 1000...1500 м самолет с выпущенными шасси и закрылками сбалансировать на скорости, близкой к 1.2V_S0. Уменьшить скорость до 1.1V_S0 и выполнить горизонтальный полет в течение 2...5 с. Быстро убрать закрылки, увеличивая при необходимости режим работы двигателя(ей), но не превышая максимально продолжительного. В процессе уборки закрылков необходимо выдерживать приблизительно горизонтальный полет. Если предусмотрено промежуточное положение закрылков, самолет может быть снова сбалансирован на любом этапе уборки, при этом самолет может разгоняться до значения в 1.1 раз больше минимальной скорости, установленной для промежуточного положения закрылков.

Положение закрылков изменяется

- из полностью выпущенного положения во все возможные промежуточные положения,

- из промежуточных положений в убранное,

- из наименее выпущенного положения в убранное.

(3) На высоте 1000...1500 м самолет в полете на максимальной взлетной мощности с выпущенными шасси и закрылками сбалансировать на скорости, близкой к V_FЕ, установленной для самолета с закрылками во взлетном положении.

Убрать закрылки как можно быстрее, сохраняя постоянную скорость.

(4) На высоте 1000...1500 м самолет в полете при работе двигателя(ей) на режиме малый газ, с убранными шасси и закрылками сбалансировать на скорости, близкой к 1.4V_S1.

Быстро увеличить режим двигателя(ей) до взлетного, поддерживая скорость постоянной.

(5) На высоте 1000...1500 м самолет с выпущенными шасси и закрылками сбалансировать на скорости, близкой к V_REF . Увеличить скорость до меньшей из скоростей, - 1.7V_S0 или V_FE, - и выдержать ее в течении 2...5 с. Уменьшить режим работы двигателя(ей) до малого газа и, выдерживая приблизительно горизонтальный полет, достичь скорость 1.1V_S0 и выполнить полет на этой скорости в течение 2...5 с. Затем увеличить режим двигателя(ей) до взлетного и, выдерживая приблизительно горизонтальный полет, достичь скорость 1.7V_S0 или V_FE и выполнить полет на этой скорости в течение 2...5 с. Рекомендуется в указанном диапазоне скоростей выполнить “зубцы”, продолжительностью 15...30 с, на 4...5 скоростях, включая крайние точки, при режиме работы двигателя(ей) - взлетный и малый газ.

(6) На высоте 1000...1500 м самолет с выпущенными шасси и закрылками сбалансировать на скорости, близкой к V_EF . В полете на максимальной взлетной мощности, с убранным шасси, закрылками во взлетном положении, убрать закрылки как можно быстрее, сохраняя скорость постоянной.

Режимы по п.(b) выполняются с предельно передней и предельно задней - центровками.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления, усилий на органах управления и угловых скоростей тангажа в зависимости от индикаторной скорости. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

(с) На высоте 1000...1500 м и высоте, где скорость полета ограничивается числом М, в диапазоне скоростей от V_MO/М_MO и вплоть до V_D/M_D (или скоростью, продемонстрированной в соответствии с п. 23.251) выполнить “дачи” рычагом управления руля высоты с постепенным увеличением перегрузки до n_y=1.5. При выполнении режимов не допускать превышения допустимых по условиям прочности отклонений управляющих поверхностей от разрешенных. В этом случае следует принять меры по ограничению отклонения этих поверхностей.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления и усилий на органах управления, значений n_y в диапазоне индикаторных скоростей от V_MO/М_MO и вплоть до V_D/M_D (или скоростью, продемонстрированной в соответствии с п. 23.251). В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

(d) Для подтверждения соответствия выполняются полеты на скорости не выше скорости V_REF, с убранным газом, выпущенными закрылками, рекомендованными для захода на посадку, и шасси, при всех весах самолета, включая максимальный, и при предельных значениях центровки в течении 30...60 секунд. Начальная высота режима выбирается в зависимости от характеристик снижения с тем, чтобы закончить режим на безопасной высоте.

В доказательной документации должны быть представлены материалы, которые показывают изменения усилий на органах управления самолетом и двигателем(ями) по времени, а в летной оценке следует отметить, что характеристики самолета являются приемлемыми для выполнения безопасного полета и соответствуют требованиям данного пункта.

(е)(1) Продольное управление. В соответствии с требованиями п.(е) необходимо определить возможность выполнения полета без использования основной системы продольного управления при наиболее неблагоприятной центровке. Используя для управления при полете, заходе на посадку и посадке изменение режима работы двигателя(ей) и отклонение балансировочных поверхностей, выполняется реальная посадка или демонстрируется возможность установить нулевую скорость снижения при пространственном положении самолета, пригодном для выполнения управляемой посадки без прeвышения эксплуатационных и прочностных ограничений самолета.

(2) Путевое управление. На многодвигательных самолетах определяется возможность выполнения и завершения полета без использования основной системы путевого управления. Используя для управления при полете, заходе на посадку и посадке отклонение органов поперечного управления, изменение режима работы двигателя(ей) и отклонение балансировочных поверхностей, выполняется реальная посадка или демонстрируется возможность создать пространственное положение самолета, пригодное для выполнения управляемой посадки без прeвышения эксплуатационных и прочностных ограничений самолета.

Если единичный отказ любого одного соединительного или передаточного звена может затронуть работу основных систем как продольного, так и путевого управления, то необходимо определить возможность завершения полета без использования основной системы продольного и путевого управления.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления, усилий на органах управления, данные о пространственном положении самолета и индикаторной скорости в зависимости от времени. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

 

Параграф 23.147.

(а) При полете самолета с количеством двигателей 2 и более, на высоте 1000...1500 м и скорости 1.4V_S1 выполняются отклонения педалей с постепенным увеличением хода и скорости отклонения педалей. Соответствующим отклонением поверхностей поперечного управления крен должен сохраняться в пределах 5^о. Изменение курса до 15^о, (но не превышая угол, при котором усилие на педалях от руля направления соответствует предельным значениям, указанным в п. 23.143) должно быть показано в обоих направлениях, при следующих условиях:

- критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении минимального сопротивления,

- остальные двигатели работают на режиме не выше максимальной продолжительной мощности,

- шасси убрано и выпущено;

- закрылки убраны.

(b) При полетемногодвигательного самолета на высоте 1000...1500 м в условиях, близких к стандартным, выполняютсяотказы критического двигателя и в течение двух секунд летчик не вмешивается в управление, но не допускаяпревышения крена более 45^оили достижения опасного положения. Затем самолет возвращается в первоначальное положение.

До выключения двигателя самолет балансируется по усилиям на скорости 1.3V_S1. Диапазон весов (0.8...1.0)G_взл, , центровка предельная задняя.

Исходный режим полета:

- режим работы двигателей - максимальная продолжительная мощность,

- закрылки выпущены во взлетное и посадочное положение,

- шасси выпущено,

- скорость 1.3V_S1,

- положение органов управления всех воздушных винтов (если они имеются) соответствует требованиям п. 23.69(а).

Рекомендуется выполнять указанные режимы после определения минимально эволютивных скоростей в соответствии с п.23.149.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления, усилий на органах управления, данные о пространственном положении самолета и индикаторной скорости в зависимости от времени. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

(c) Для подтверждения соответствия требованиям данного пункта выполняются полет и посадка без использования основной системы поперечного управления, при всех режимах работы двигателей, при всех утвержденных эксплуатационных скоростях и высотах. Если анализ работы системы покажет, что единичный отказ соединения или передающего звена в системе поперечного управления является причиной ухудшения другой системы управления, то необходимо показать, что полет может быть безопасно завершен при отказах в другой системе.

В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить положительную летную оценку ведущих летчиков.

В доказательной документации необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления, усилий на органах управления, данные о пространственном положении самолета и индикаторной скорости в зависимости от времени.

В летной оценке должно быть отмечено, что летные характеристики самолета не ухудшаются ниже уровня, потребного для безопасного продолжения полета и выполнения управляемой посадки, без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

 

Параграф 23.149.

(1) Определение V_MC осуществляется при выполнении координированных скольжений с неработающим критическим двигателем и на взлетном режиме работающего(их) двигателе(ях), для всех конфигураций, при которых осуществляется взлет самолета, в диапазоне весов (0.8...1.0)G_взл,, центровка предельная задняя.

Координированные скольжения выполняются, начиная со скорости, превышающей предполагаемую V_MC на 15...20 км/ч, с последовательным уменьшением ее на 5 км/ч, при выдерживании перегрузки n_у, близкой к 1, до

- полного отклонения рычагов управления (до упора),

- достижения усилий на педалях 68 кг,

- достижения усилий, указанных в п. 23.143, на рычаге от элеронов,

- достижения скорости (1.05...1.08) V_S1.

По результатам испытаний строятся зависимости:

d_Н = f₁ (V_i, g) d_э = f₂ (V_i, g)

Р_Н = f₃ (V_i, g) Р_э = f₄(V_i, g),

которые необходимо представить в доказательной документации.

Значение скорости V_i , при которой в полете с креном g = 5^о руль направления или элерон отклонены до упора, или усилия на педалях достигают 68 кг соответствует минимальной эволютивной скорости взлета V_MC.

Скорость V_MC для самолета во взлетной конфигурации определяется при следующих условиях:

- двигатели, работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги,

- самолет сбалансирован для взлета,

- закрылки во взлетном положении,

- шасси убрано,

- управление всех воздушных винтов (если они имеются) в позиции, рекомендованной для взлета.

Скорость V_MC для самолета в посадочной конфигурации определяется при следующих условиях:

- двигатели, работают на режиме максимальной располагаемой взлетной мощности или тяги,

- самолет сбалансирован на скорости V_REF,

- закрылки в посадочном положении,

- шасси выпущено,

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

В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета при отказе критического двигателя не ухудшаются ниже уровня, потребного для безопасного продолжения полета и выполнения управляемой посадки, без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений и являются приемлемыми для летчика средней квалификации.

(2) Определение V_MCG осуществляется при выполнении прерванных или продолженных взлетов с выключением критического двигателя, при боковом ветре с неблагоприятной стороны, в условиях, близких к стандартным, со средней центровкой и весом (0.8...1.0)G_взл. При выполнении полетов на самолетах, которые имеют силовую установку с воздушным винтом, не допускается вмешательство экипажа в управление воздушным винтом.

Взлеты выполняются на сухой ВПП, с отключенным управлением носовой стойкой шасси или, если это возможно, с поднятой носовой стойкой шасси.

Выключение двигателя в первом полете производится на скорости, превышающей предполагаемую V_MCG на 15...20 км/ч. В последующих полетах скорость выключения двигателя уменьшается, по сравнению с предыдущей, примерно на 5 км/ч.

По результатам испытаний строятся зависимости:

 

Z=f₁(V_EF), d_Н= f₂(V_EF), P_Н= f₃(V_EF)

 

на участке разбега с выключенным двигателем, которые необходимо представить в доказательной документации.

Z - боковое отклонение самолета от оси взлета после отказа двигателя, где восстанавливается прямолинейное движение самолета, параллельное этой оси.

Значение скорости V_EF , при которой боковое отклонение самолета - Z составит не более 10 м, будет равно значению минимальной эволютивной скорости разбега V_MCG. Величина усилий на педалях не должна быть более 68 кг.

d_Н, P_Н - балансировочные отклонение руля направления и усилия на педалях при движении самолета в направлении, параллельном взлетному курсу.

В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета при отказе критического двигателя не ухудшаются ниже уровня, потребного для безопасного продолжения взлета и выполнения управляемой посадки, без превышения эксплуатационных и прочностных ограничений и являются приемлемыми для летчика средней квалификации.

(3) На основании проведенных испытаний назначается скорость V_SSE - минимальная безопасная скорость преднамеренного выключения одного двигателя, которая указывается в РЛЭ.

 

Параграф 23.151.

Заявитель должен представить перечень фигур высшего пилотажа, на которые запрашивается сертификат.

Должны быть определены безопасные скорости, перегрузки ввода в эти фигуры и вывода из них. Испытания проводятся с максимальным допустимым весом, при предельно допустимых центровках. Необходимо рассмотреть наиболее вероятные ошибки при выполнении фигур высшего пилотажа и отработать рекомендации по их исправлению. Следует определить безопасный диапазон высот, в котором должны выполняться фигуры.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления, усилий на органах управления, данные об изменении пространственного положения самолета и индикаторной скорости в зависимости от времени. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми для выполнения безопасного полета.

Следует разработать рекомендации по выполнению фигур высшего пилотажа для внесения их в РЛЭ.

В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

Параграф 23.153.

На сбалансированном самолете или в состоянии, как можно более близком к сбалансированному, без изменения балансировки в течение маневра самолете, выполняются последовательно заходы на посадку в посадочной конфигурации, со скоростью на 5 и 10 км/ч ниже скорости 1.3V_REF, установленной в соответствии с п. 23.75, при следующих условиях:

- снижение с градиентом, соответствующим полету по наиболее крутой траектории, рекомендованной для эксплуатации,

- только с таким изменением мощности или тяги, которые потребовались бы при нормальном заходе на посадку на скорости V_REF,

- центровка предельно передняя и предельно задняя,

- вес - максимальный посадочный.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам отклонений управляющих поверхностей, органов управления самолета и двигателя(ей), усилий на органах управления, скорости полета по времени. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

 

Параграф 23.155.

В прямолинейном полете с убранными закрылками и шасси, на высотах 1000...1500 м и максимально допустимой высоте, при работе двигателя(ей) - 75% максимальной продолжительной мощности для поршневых двигателей или при максимальной продолжительной мощности, установленных заявителем в качестве эксплуатационного ограничения поршневых или газотурбинных двигателей для использования в крейсерском полете, сбалансировать самолет

- на скорости V_A ,

- на максимальной скорости, за исключением того, что указанная скорость не должна превышать V_NE или V_MO/M_MO, что применяется.

Выполнить координированные развороты вправо и влево с креном, при котором перегрузка n_у соответствует максимальной положительной.

Допускается выполнение “дач” рычагом управления рулем высоты с постепенным увеличением перегрузки до максимальной положительной.

Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть показано или путем достижением максимальной положительной перегрузки или экстраполяцией до соответствующего предельного значения. Если усилия на рычаге управления изменяются линейно, то экстраполяция возможна в пределах Dn_у @ 0.5, если не линейно, то Dn_у @ 0.2. Полеты выполняются с весом (0.95...1.0)G_max , центровка - предельно передняя.

Для подтверждения соответствия необходимо представить данные по величинам усилий на рычаге управления рулем высоты при достижении максимальной положительной перегрузки. В летной оценке должно быть отмечено, что характеристики самолета соответствуют требованиям данного пункта и являются приемлемыми. В случае, если запись параметров полета и характеристик самолета затруднительна или невозможна, допускается представить летную оценку ведущих летчиков.

 

Параграф 23.157.

Взлет. На высоте 1000...1500 м, в прямолинейном полете с зак