ТОП 10:

Нормы лётной годности самолётов



 

Общие сведения

 

Первое издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС) было введено в действие в 1967 г. В дальнейшем, после внесения в них пяти изменений, НЛГС стали именоваться НЛГС-1 (1972 г.). Второе издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-2) было введено в действие в 1974 г. НЛГС-2 в период 1975 – 1980 гг. были полностью внедрены в практику работы промышленности, гражданской авиации и Авиационногорегистра и сыграли важную роль в создании, сертификациии эксплуатации нового поколения отечественных пассажирских самолетов, повышении уровня их безопасности, а также в накоплении отечественного опыта применения на практике требований к летной годности. По результатам этой работы с учетом новых требований ИКАО, опыта совершенствования зарубежных и национальных НЛГ,развития авиационной науки и техники было подготовлено и введено в действие третье издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-3, 1984 г.), которые в 1985 г. были приняты странами-членами СЭВ в качестве «Единых норм летной годности гражданских транспортных самолетов» (ЕНЛГ-С).

Сравнительный анализ НЛГС-3, FAR и JAR показал, что устанавливаемые ими уровни безопасности практически эквивалентны. По отдельным требованиямимеются отличия между указанными НЛГ, содержащими менее или более жесткие требования к некоторым характеристикам. Однако наиболее существенным является отличие НЛГС-3 от FAR и JAR по структуре расположения требований и их нумерации, что затрудняет понимание отечественных НЛГС за рубежом.

С 1990 г. была начата работа по сближению отечественных НЛГ с Нормами США и Западной Европы по структуре и содержанию требований с учетом обеспечения конкуренто­способности отечественных воздушных судов.

Настоящие «Нормы летной годности самолетов транспортной категории» являются Частью 25 Авиационных Правил (АП-25), учитывают требования отечественных Норм летной годности гражданских самолетов (НЛГС-3), построены по структуре, принятой в FAR-25, и включают в себя Поправки к ним с 1 по 73.

Нумерация частей АП аналогична нумерации соответствующих частей FAR.

При полном совпадении текстов требований АП-25 и FAR-25 нумерация идентична нумерации FAR-25 без введения дополнительных обозначений.

Для удобства пользователей наличие в отдельных параграфах отличий требований АП-25 от требований FAR-25 (исключение, дополнение, введение новых требований и т. п.) обозначается выделением номера и названия параграфа курсивом. При этом в имеющих такие отличия параграфах введенный дополнительный к требованиям FAR-25 или заменяющий их текст в виде целых пунктов и подпунктов обозначен прописными буквами латинского алфавита (например: (А), (В), (С), …). Сам этот текст и дополнения, имеющиеся в отдельных пунктах и подпунктах и состоящие из нескольких слов, выделены курсивом. Текст, содержащийся во Введении, Разделе А-0, Приложении П25А-0 и Дополнении Д25F, курсивом не выделяется. Перевод англо-американских единиц измерения в метрические единицы не обозначается как отличие АП-25 от FAR-25.

АП-25 включают в себя ряд дополнений и приложений, содержащих требования по вопросам эксплуатации самолетов, аналогичные требованиям, содержащимся в FAR-91, FAR-121 и др. По мере разработки соответствующих частей отечественных авиационных правил, эти требования будут исключаться из настоящей Части 25.

 

Общие положения

 

25.301. 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 интенсивности и распределения нагрузок, должны быть подтверждены измерениями нагрузок в полете, если не показано, что применяемые методы определения этих нагрузок надежны (см. МОС 25.301).

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

 

25.302. Взаимодействие систем и конструкции

Для самолетов, оборудованных системами, которые непосредственно или в результате отказа или неисправности влияют на характеристики прочности, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия с требова­ниями разделов С и D (см. МОС 25.302).

 

25.303. Коэффициент безопасности

За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На него умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные нагрузки, то умножать на коэффициент безопасности не следует, за исключением специально оговоренных случаев.

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 без разрушения в течение не менее трех секунд. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о трех секундах не применяется.

(e) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать вибрации бафтинг, которые могут возникнуть при всех возможных в эксплуатации условиях на скоростях вплоть до VD/MD, в том числе на режимах сваливания при возможных непреднамеренных выходах за границы области начала бафтинга. Соответствие этому требованию должно быть показано с помощью расчетов, летных испытаний или других испытаний, которые будут признаны необходимыми Компетентным органом.

(f) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать действующие на конструкцию вибрации, если они являются следствием таких повреждений, отказов или нарушений функционированиясистемы управления самолета, для которых не показана их практическая невероятность. Возникающие при этом нагрузки должны рассматриваться в качестве эксплуатационных и должны быть исследованы на всех скоростях полета вплоть до VС/МС.

 

Доказательства прочности

(a) Соответствие требованиям прочности и деформации, приведенным в настоящем разделе, должно быть показано 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, применённый метод расчета является надежным.

В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания. Эти испытания должны проводиться до расчетных значений нагрузок, если с Компетентным органом не будет согласовано, что в каждом конкретном случае можно испытаниями до меньших нагрузок получить эквивалентное подтверждение достаточной прочности.

(b) [Зарезервирован].

(c) [Зарезервирован].

(d) Если для подтверждения соответствия требованиям параграфа 25.305 (b) используются статические или динамические испытания конструкции самолета, результаты этих испытаний должны быть откорректированы введением соответствующих коэффициентов, кроме тех случаев, когда испытываемая конструкция или часть ее таковы, что общая прочность конструкции обеспечивается значительным количеством элементов и разрушение одного из них приводит к перераспределению нагрузки на другие элементы.

 

Полетные нагрузки

 

Общие положения

(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение компонента 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) Полетные нагрузки, определенные с учетом сжимаемости воздуха при всех скоростях, должны быть рассмотрены:

(1) во всем диапазоне расчетных высот полета, выбранных Заявителем;

(2) при всех значениях весов: от расчетного минимального веса до расчетного максимального веса, соответствующих каждому отдельному полетному случаю нагружения;

(3) при всех требуемых сочетаниях высоты и веса при любом практически возможном распределении нагрузки в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в РЛЭ.

 

2.4 Расчетные условия при выполнении маневров
и при полете в неспокойном воздухе

 

25.331. Общие положения

(с) Условия неустановившегося маневра. Должны быть рассмотрены следующие случаи при наличии угловых ускорений:

(2) Контролируемый маневр между скоростями VA и VD. Должно быть рассмотрено выполнение контролируемого маневра при отклонении поверхностей управления тангажом, в ходе которого не будет превышена предельная маневренная перегрузка.

Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой п1 = 1 при любой скорости в диапазоне от VА и VD.. Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки (пII и пIII), при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.

пII= пэmax(a) ; пIII = 1–∆пmax, но |пIII|< пэmin(a)

Здесь пmax= пэmax(a) – 1; пэmin(a)и пэmax(a)[см 25.337(а)].

Принимается, что маневры выполняются следующим образом: штурвал (ручка) отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, значительно далее исходного положения, прежде чем возвратиться к нему. В качестве приближенной может быть принята следующая математическая зависимость:

δ= δМ sin(ωt),

где δ - угол отклонения штурвала (ручки); ω— круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем 2π/Т. Здесь Т = 4 - VА/V, где VA - скорость маневрирования; V - рассматриваемая скорость, при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.

Как правило, достаточно проанализировать три четверти периода отклонения, если принять, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Указанная выше скорость отклонения штурвала (ручки) при сохранении максимального нормального ускорения, достигаемого при маневре, может регулироваться с учетом ограничений, которые могут накладываться величиной прилагаемых пилотом максимальных усилий, указанных в 25.397, крайними положениями системы управления и любым другим косвенным путем, определяемым ограничениями в выходных характеристиках системы управления, как, например, моментом сваливания или максимальной скоростью, задаваемой для бустерной системы управления.

(d) Полет в неспокойном воздухе. Должны быть рассмотрены условия полета в неспокойном воздухе от точки В' до точки J' параграфа 25.333 (с), при этом:

(1) Дополнительная аэродинамическая нагрузка от нормированного порыва добавляется к исходной уравновешивающей нагрузке на хвостовое оперение.

(2) При определении дополнительной нагрузки на хвостовое оперение от порыва необходимо учитывать действие скоса потока за крылом и изменение угла атаки самолета от этого порыва.

Если отсутствует более точный расчет, дополнительную нагрузку на оперение от порыва следует определять по формуле

РН = 0,06·С yα V Ude S(1 – dε/dα),

 

где РН.В дополнительная нагрузка на горизонтальное оперение, Н;

Ude эффективная скорость порыва, м/с [см. 25.341 (а)];

V индикаторная скорость самолета, м/с;

Сya — производная коэффициента нормальной силы горизонтального оперения по углу атаки, 1/рад;

S площадь горизонтального оперения, м2;

(1 — dε/dα) — коэффициент скоса потока.







Последнее изменение этой страницы: 2019-05-20; Нарушение авторского права страницы

infopedia.su Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Обратная связь - 34.229.119.29 (0.01 с.)