"Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории" (утв. Постановлением 28-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства от 11.12.2008)
МЕЖГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМИТЕТ
НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ
Настоящее 3-е издание Части 25 Авиационных правил "Нормы летной годности самолетов транспортной категории" (АП-25) включает в себя Поправки с 25-1 по 25-6 к изданию АП-25 1994 г.
Настоящие Авиационные правила, Часть 25 "Нормы летной годности самолетов транспортной категории", включающие в себя Поправки с 25-1 по 25-6 к изданию АП-25 1994 года утверждены Постановлением 28-ой сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства 11 декабря 2008 года.
Перечень изменений, введенных соответствующими Поправками, приведен в Листах учета изменений, при этом для каждого изменения указан его характер: изменен, введен, изъят, переобозначен.
Структурно 3-е издание АП-25 состоит из разделов A, A-0, B, C, D, E, F, G, Приложений A, B, C, D, E, F, G, H, I, J и Дополнений 25D и 25F.
Разделы A, B, C, D, E, F, G, и Приложения A, B, C, D, E, F, G, H, I, J по содержанию и нумерации параграфов гармонизированы с соответствующими Нормами летной годности США FAR 25 с поправками, включая 25 - 117.
Дополнения 25D и 25F имеют самостоятельную нумерацию, при этом:
- дополнение 25D содержит отдельные эксплуатационные требования, гармонизированные по содержанию с соответствующими требованиями FAR 121;
- дополнение 25F содержит требования к самолетам с различными видами оборудования.
В настоящем издании для выделения дополнительных по отношению к FAR 25 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.).
(a) Настоящая Часть устанавливает нормы летной годности для выдачи сертификатов типа и дополнений к этим сертификатам на самолеты транспортной категории с газотурбинными двигателями.
(b) Каждое лицо, подающее заявку на получение такого сертификата или на внесение в него изменений, должно доказать соответствие применяемым требованиям данной Части.
Раздел A-0 - ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ САМОЛЕТА
ПРИ ОТКАЗАХ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ
Настоящий раздел содержит детализированные требования и пояснительный материал, относящиеся к общим требованиям к летной годности самолета при отказах функциональных систем. Этот раздел дополняет и конкретизирует требования 25.1309(b) - (d) и относится ко всем функциональным системам и оборудованию самолета за исключением элементов конструкции (таких как крыло, оперение, поверхности управления, фюзеляж, узлы крепления двигателя, силовые элементы шасси и узлы его крепления и т.д.), которые специально рассмотрены в разделах C и D.
3. Вероятности возникновения особых ситуаций.
3.3. Эксплуатация с отказными состояниями.
Самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с ЛР:
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 единичного 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.
3.3.3.1. 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 (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к усложнению условий полета (незначительному эффекту), не могло быть отнесено к частым событиям.
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 (функционального отказа, 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), включая необходимые действия экипажа, должны учитываться вероятность отказа (отказов), наличие и характер сигнализации (информации) об отказе, а также сложность действий экипажа.
3.4. Операции с отказными состояниями и внешние воздействия (явления). При анализе последствий отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем) оценка должна учитывать критичные (определяющие) внешние воздействия (явления) и их вероятность.
Эксплуатационные ограничения должны устанавливаться с учетом вероятности внешних воздействий (явлений) и отказных состояний (функциональных отказов, видов отказов систем), характеристик самолета, точности пилотирования, а также погрешностей бортовых систем и оборудования.
4.2. Соответствие требованиям настоящего - раздела и 25.1309(b), (c) должно доказываться путем анализа и расчета вероятностей возможных видов отказов функциональных систем и оценки влияния этих видов отказов на безопасность полета самолета. Такая оценка должна проводиться для каждой системы и во взаимосвязи с другими системами и (при необходимости) подкрепляться наземными и (или) летными испытаниями, испытаниями на пилотажном стенде или другими видами стендовых испытаний, расчетами или моделированием.
(a) Анализ должен включать возможные виды отказов (в том числе 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 должен учитываться разброс характеристик системы (систем). При этом может быть использовано статистическое распределение указанных характеристик.
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 с вероятностью менее 10-9 на час полета по типовому профилю.
(b) Указанное состояние является следствием конкретного механического отказа (разрушение, заклинивание, рассоединение) одного из элементов системы и Заявитель обоснует практическую невероятность такого отказа, используя для доказательства:
- анализ схемы и реальной конструкции;
- статистическую оценку безотказности подобных конструкций за длительный период эксплуатации (при наличии необходимых данных);
- результаты испытаний по установлению назначенного ресурса соответствующим элементам согласно требованиям соответствующих разделов настоящих Норм или по установлению других ограничений контролируемых параметров допустимого предотказного состояния;
- анализ принципов контроля качества изготовления и применяемых конструкционных материалов в серийном производстве, а также стабильности технологических процессов;
- 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.
Если показано, что отказное состояние (вид отказа, функциональный отказ) относится к категории событий практически невероятных, то такое событие может быть исключено из дальнейшего анализа особых ситуаций для доказательства соответствия требованиям данного раздела.
4.7.1. Для доказательства соответствия самолета требованиям 3.3.2 должно быть дополнительно выполнено одно из следующих условий:
- отказное состояние (функциональный отказ, 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 (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к возникновению аварийной ситуации (аварийного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Летное руководство 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 (существенного эффекта) и не отнесено к категории практически невероятных, Летное руководство должно содержать указания экипажу по завершению полета при данном отказном состоянии. Указания ЛР 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 ЛР в испытаниях на пилотажном стенде, аттестованном для проведения таких испытаний.
4.10. В случае если отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы) приводит к усложнению условий полета, Летное руководство 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 ЛР должны быть проверены летными испытаниями или испытаниями на пилотажном стенде.
25.21. Доказательство соответствия
(a) Следует обеспечить соответствие каждому требованию данного раздела при всех возможных комбинациях веса и центровки в пределах вариантов загрузки самолета, для которых запрашивается сертификат типа. Соответствие требованиям должно устанавливаться:
(1) Посредством испытаний, проводимых на самолете, на который требуется получить сертификат типа, или по расчетам, основанным на результатах испытаний и равным им по точности.
(2) Посредством исследования каждой возможной комбинации веса и центровки, если это соответствие не может быть логически выведено из обследованных комбинаций.
(c) Управляемость, устойчивость, балансировка и характеристики сваливания самолета должны быть показаны для всего диапазона высот вплоть до максимальной высоты, возможной в условиях эксплуатации.
(d) Параметры, критические для проводимых испытаний, такие, как вес, загрузка, центровка и моменты инерции, воздушная скорость, тяга двигателей и ветер должны в летных испытаниях выдерживаться в пределах приемлемых допусков.
(e) Если соответствие требованиям к летным характеристикам самолета зависит от системы улучшения устойчивости самолета или от любого другого автоматического устройства или устройства с силовым приводом, должно быть доказано соответствие параграфам 25.671 и 25.672.
(f) Для показа соответствия требованиям 25.105(d), 25.125, 25.233 и 25.237 скорость ветра следует замерять на высоте 10 м над поверхностью земли или скорректировать на разницу между высотой, на которой замеряется скорость ветра, и высотой 10 м.
25.23. Ограничения по распределению загрузки
(a) Должны быть установлены диапазоны весов и центровок, при которых возможна безопасная эксплуатация самолета. Если комбинация веса и центровки допустима лишь в определенных пределах распределения нагрузки (например, по размаху крыла), которая может быть случайно превышена, должны быть установлены эти пределы и соответствующие комбинации веса и центровки.
(b) Ограничения по распределению нагрузки не могут превышать:
(2) Пределов, при которых доказана прочность конструкции; или
(3) Пределов, при которых показано соответствие каждому применимому летному требованию, изложенному в данном разделе.
(a) Максимальные веса. Максимальные веса, соответствующие условиям эксплуатации самолета (стоянка, руление на земле или воде, взлет, крейсерский полет и посадка), условиям окружающей среды (высота и температура) и условиям загрузки (вес без топлива, положение центра тяжести и распределение веса), должны устанавливаться таким образом, чтобы они не превышали:
(1) Наибольшего веса, выбранного Заявителем для данных условий.
(2) Наибольшего веса, при котором показано соответствие всем применимым требованиям по прочности конструкции и требованиям настоящего раздела.
(3) Наибольшего веса, при котором показано соответствие сертификационным требованиям, приведенным в Части 36 Авиационных правил.
(b) Минимальный вес. Минимальный вес (наименьший вес, при котором показано соответствие каждому применимому требованию, изложенному в данном разделе) должен устанавливаться таким образом, чтобы он был не менее:
(1) Минимального веса, выбранного Заявителем.
(2) Минимального расчетного веса (наименьшего веса, при котором показано соответствие требованиям прочности конструкции, указанным в разделе C настоящих Норм); или
(3) Минимального веса, при котором показано соответствие каждому применимому требованию настоящего раздела.
Должны устанавливаться предельно передняя и предельно задняя центровки для всех эксплуатационных условий. Предельные центровки не должны выходить за следующие пределы:
(b) При которых доказана прочность конструкции.
(c) При которых показано соответствие всем применимым требованиям настоящего раздела.
25.29. Вес пустого самолета и соответствующая центровка
(a) Вес пустого самолета и соответствующая ему центровка должны определяться путем взвешивания самолета с учетом:
(2) Невырабатываемого остатка топлива, определяемого в соответствии с 25.959.
(3) Полного веса рабочих жидкостей, включая:
(ii) гидравлическую жидкость; и
(iii) другие жидкости, необходимые для нормальной работы систем самолета, кроме питьевой воды, воды, предварительно заливаемой в туалет, и воды, предназначенной для впрыска в двигатель.
(b) Условия, при которых производится взвешивание пустого самолета, должны быть четко определены и легко воспроизводимы.
Съемный балласт разрешается использовать для демонстрации соответствия самолета летным требованиям, указанным в данном разделе.
25.33. Пределы частоты вращения и шага воздушного винта
(a) Должны быть установлены такие предельные значения частоты вращения и шага воздушного винта, которые могут обеспечить:
(1) Безопасность полета в условиях нормальной эксплуатации самолета; и
(2) Соответствие требованиям к летным характеристикам, изложенным в параграфах 25.101 - 25.125.
(b) У регулятора постоянных оборотов должен быть предусмотрен ограничитель частоты вращения воздушного винта. Он должен ограничивать максимально возможную регулируемую частоту вращения в минуту.
(c) Средства, используемые для ограничения положения малого шага воздушного винта, должны устанавливаться таким образом, чтобы частота вращения двигателя не превышала большей из двух цифр: 103% от максимально допустимой частоты вращения двигателя или 99% от утвержденного максимального заброса оборотов при:
(1) Лопастях воздушного винта на пределе малого шага и неработающем регуляторе оборотов.
(2) Неподвижном самолете в стандартных атмосферных условиях и отсутствии ветра; и
(3) Двигателях, работающих на пределе максимального взлетного крутящего момента, для турбовинтовых самолетов.
(a) Если нет других указаний, самолеты должны удовлетворять соответствующим требованиям к летным характеристикам, которые изложены в настоящем разделе, для фактических атмосферных условий и спокойного воздуха.
(b) В том случае, когда на характеристики влияет мощность или тяга двигателя, характеристики определяются при следующих относительных влажностях:
(1) Для самолетов с газотурбинными двигателями:
(i) 80% - при стандартных и более низких температурах;
(ii) 34% - при температурах на 28 °C выше стандартных и при более высоких температурах.
В диапазоне между указанными температурами относительная влажность изменяется линейно.
(c) Характеристики должны соответствовать располагаемой тяге в конкретных атмосферных условиях, конкретных режимах полета и при относительной влажности, указанной в пункте (b) данного параграфа. Располагаемая тяга должна соответствовать мощности или тяге двигателя и не превышать утвержденную мощность или тягу, за вычетом:
(1) Потерь в силовой установке.
(2) Мощности или эквивалентной тяги, потребляемой агрегатами силовой установки и системами в соответствии с конкретными атмосферными условиями и конкретными режимами полета.
(d) Если нет других указаний, Заявитель должен выбрать конфигурации, применяемые при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.
(e) Конфигурации самолета могут меняться в зависимости от веса, высоты и температуры. Эти изменения конфигурации самолета должны отвечать требованиям, изложенным в пункте (f) данного параграфа.
(f) Если нет других указаний, в процессе определения дистанций прерванного взлета, траекторий начального набора высоты, взлетных и посадочных дистанций, изменение конфигурации, скорости, мощности и тяги следует производить в порядке, установленном Заявителем для эксплуатационных условий.
(g) Должен быть установлен порядок действий при уходе на второй круг и при прерванной посадке в зависимости от условий, изложенных в 25.119 и 25.121(d).
(h) Процедуры, установленные в соответствии с пунктами (f) и (g) данного параграфа должны:
(1) Быть такими, чтобы они могли соответствующим образом выполняться в эксплуатации членами экипажа средней квалификации.
(2) Предусматривать использование безопасных и надежных методов и устройств.
(3) Учитывать реально возможные задержки по времени при выполнении этих процедур.
(i) Дистанции прерванного взлета и посадочные дистанции, указанные в 25.109 и 25.125, соответственно, должны быть определены при полном предельном износе в пределах допуска всех тормозных колодок колес.
(a) Нормируемая скорость сваливания VSR индикаторная земная скорость, назначенная Заявителем. VSR должна быть не менее скорости сваливания с единичной нормальной перегрузкой. Скорость VSR задается формулой
VСу.MAX - индикаторная земная скорость, получаемая, когда скорректированный на перегрузку коэффициент подъемной силы Cу = nуа · G/qS достигает первого максимума в ходе маневра, описанного в пункте (c) данного параграфа. Дополнительно, если параметры этого маневра ограничиваются устройством, которое резко создает момент на пикирование при выбранном угле атаки (например, если используется автомат отдачи ручки), то скорость VСу.MAX не должна быть ниже скорости, имеющей место в момент срабатывания такого устройства;
nуа - нормальная перегрузка при скорости VСу.MAX;
S - аэродинамическая площадь крыла; и
(b) VСу.MAX определяется при следующих условиях:
(1) Двигатели на режиме малого газа или, если результирующая тяга вызывает заметное снижение скорости сваливания, не более, чем на режиме нулевой тяги на скорости сваливания.
(2) Органы управления шагом воздушного винта (если таковые установлены) находятся во взлетном положении.
(3) Другие элементы самолета (такие как закрылки и шасси) в положении, соответствующем испытаниям или требованиям к характеристикам самолета, на режимах, в которых используются скорость VSR.
(4) Вес самолета равен весу, при котором скорость VSR используется в качестве критерия для определения соответствия характеристик требованиям норм.
(5) Центр тяжести в положении, которому соответствует наибольшая величина нормируемой скорости сваливания.
(6) Самолет сбалансирован для прямолинейного полета на скорости, выбранной Заявителем, но не менее 1,13 VSR и не более 1,3 VSR.
(c) Начиная с установившегося сбалансированного состояния, перемещать рычаг продольного управления для торможения самолета таким образом, чтобы темп уменьшения скорости не превышал 1,85 км/ч за секунду (1 узел в секунду).
(d) В дополнение к требованиям пункта (a) данного параграфа принимается следующее: если установлено устройство, которое резко создает момент на пикирование при выбранном угле атаки (такое, как автомат отдачи ручки), то нормируемая скорость сваливания VSR должна быть на 3,7 км/ч (2 узла) или 2%, в зависимости от того что больше, выше той скорости, при которой срабатывает указанное устройство.
(a) Скорости взлета, указанные в 25.107, дистанция прерванного взлета, указанная в 25.109, траектория взлета, указанная в 25.111, дистанция взлета и длина разбега, указанные в 25.113, должны определяться при следующих условиях:
(1) Для всех весов, высот и температур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, выбранных Заявителем; и
(2) При выбранной взлетной конфигурации самолета.
(b) Все взлетные характеристики, указанные в настоящем разделе, должны быть такими, чтобы при их определении не требовались исключительные квалификация и быстрота реакции экипажа.
(c) Взлетные характеристики должны основываться на данных, полученных:
(1) Для сухопутных самолетов и самолетов-амфибий:
(i) на ровной, сухой, мокрой или покрытой осадками искусственной взлетно-посадочной полосе; и
(ii) на мокрой рифленой или покрытой пористым материалом искусственной взлетно-посадочной полосе (по желанию Заявителя); и
(i*) на ровной грунтовой взлетно-посадочной полосе (по желанию Заявителя).
(2) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий на гладкой водной поверхности; и
(3) Для самолетов с лыжным шасси на ровном сухом снегу.
(d) Взлетные характеристики должны включать в себя следующие эксплуатационные поправки в пределах установленных эксплуатационных ограничений для данного самолета:
(1) Не более 50% от номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в направлении, противоположном направлению взлета, и не менее 150% от номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в направлении взлета.
(2) Эффективный уклон взлетно-посадочной полосы.
(a) Скорость V1 должна устанавливаться относительно скорости VEF следующим образом:
(1) Скорость VEF - земная индикаторная скорость, на которой предполагается отказ критического двигателя. Скорость VEF должна выбираться Заявителем, но она не должна быть ниже скорости VMCG, которая определяется в соответствии с 25.149(e).
(2) Скорость V1, выраженная в единицах земной индикаторной скорости, является скоростью принятия решения на взлете, которая выбирается Заявителем; однако скорость 
не должна быть меньше, чем скорость VEF плюс скорость, которая достигается при неработающем критическом двигателе в период между моментом отказа критического двигателя и моментом, когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, определяемым началом первого действия пилота по торможению самолета (например, применение тормозов, уменьшение тяги, выпуск тормозных средств) в ходе испытаний прерванного взлета.
(b) Скорость V2MIN, выраженная в виде земной индикаторной скорости, не должна быть менее:
(i) турбовинтовых самолетов с двумя или тремя двигателями; и
(ii) турбореактивных самолетов, которые не имеют средств для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.
(i) турбовинтовых самолетов, имеющих более трех двигателей; и
(ii) турбореактивных самолетов, которые имеют средства для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.
(3) 1,1 VMC, установленной в соответствии с 25.149.
(c) Скорость V2, выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 25.121(b), но эта скорость не должна быть менее:
(2) Скорости VR плюс прирост скорости, получаемый (в соответствии с параграфом 25.111(c)(2)), до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета; и
(3) Скорости, на которой обеспечиваются маневренные возможности, установленные в 25.143(g).
(d) VMU является земной индикаторной скоростью, на и выше которой самолет может безопасно оторваться от земли и продолжить взлет. Скорости VMU должны выбираться Заявителем для всего диапазона тяговооруженности, на который запрашивается сертификат. Эти скорости могут быть установлены на основе данных без учета влияния земли, если эти данные подтверждаются реальными взлетами.
(e) Скорость VR, выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться в соответствии с условиями пунктов (e)(1) - (e)(4) данного параграфа:
(1) Скорость VR не может быть менее:
(iii) скорости (определяемой в соответствии с 25.111(c)(2)), которая позволяет получить скорость V2 до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета; или
(iv) скорости, которая при подъеме носового колеса от ВПП с максимальной практически возможной угловой скоростью может привести к скорости VLOF по величине не менее чем 1,1 VMU при всех работающих двигателях и не менее чем 1,05 VMU, определенной при тяговооруженности, соответствующей условию с одним неработающим двигателем.
(2) При доказательстве соответствия требованиям взлета как при одном неработающем двигателе, так и при работе всех двигателей для любого сочетания условий (таких, как вес, конфигурация самолета и др.) должно использоваться единственное значение скорости VR, полученное в соответствии с данным параграфом.
(3) Должно быть доказано, что при одном неработающем двигателе взлетная дистанция при скорости подъема носового колеса на 9,2 км/ч ниже скорости VR, установленной в соответствии с пунктами (e)(1) и (e)(2) данного параграфа, не превышает соответствующей взлетной дистанции при одном неработающем двигателе и при установленной скорости VR. Дистанции взлета должны определяться в соответствии с 25.113(a)(1).
(4) Практически возможные изменения установленных для эксплуатации самолета процедур взлета (таких, как чрезмерный подъем носового колеса и нарушение балансировки) не должны приводить к характеристикам самолета, представляющим опасность, или к заметному увеличению дистанций, установленных в соответствии с 25.113(a).
(f) Скорость VLOF является земной индикаторной скоростью, на которой самолет отрывается от земли.
(g) Скорость VFTO, выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна выбираться Заявителем так, чтобы обеспечить градиент набора высоты, требуемый в 25.121(c); но эта скорость не может быть менее:
(2) Скорости, на которой обеспечиваются маневренные возможности, установленные в 25.143(g).
25.109. Дистанция прерванного взлета
(a) Дистанция прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе является большей из следующих дистанций:
(1) Суммы дистанций, необходимых для:
(i) разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до точки, где достигается скорость VEF для взлета на сухой полосе;
(ii) разгона самолета от скорости VEF до наибольшей скорости, достигнутой в процессе прерванного взлета, предполагая, что критический двигатель отказал на скорости VEF и пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета на скорости Vi для взлета с сухой полосы; и
(iii) торможения до полной остановки самолета на сухой полосе от скорости, достигнутой в соответствии с пунктом (a)(1)(ii) данного параграфа; плюс
(iv) дистанции, эквивалентной движению самолета в течение 2 с на скорости V1 для взлета с сухой полосы.
(2) Суммы дистанций, необходимых для:
(i) разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до наибольшей скорости, достигнутой в процессе прерванного взлета, предполагая, что пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета на скорости V1 для взлета с сухой полосы; и
(ii) торможения до полной остановки самолета со всеми работающими двигателями на сухой полосе, от скорости, достигнутой в соответствии с пунктом (a)(2)(i) данного параграфа; плюс
(iii) дистанции, эквивалентной движению самолета в течение 2 с на скорости V1 для взлета с сухой полосы.
(b) Дистанция прерванного взлета на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе является большей из следующих дистанций:
(1) Дистанции прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа; или
(2) Дистанции прерванного взлета, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа, с учетом того, что взлетно-посадочная полоса мокрая или покрыта осадками и используются соответствующие скорости VEF и V1. При определении дистанции прерванного взлета на мокрой или покрытой осадками полосе тормозящая сила от тормозов колес не может превышать:
(i) тормозящую силу от тормозов колес, определенную в соответствии с требованиями 25.101(i) и пункта (a) данного параграфа; и
(ii) силу, определенную по результатам проведенных летных испытаний самолета на мокрой или покрытой осадками полосе или, по желанию Заявителя, являющейся результатом применения коэффициентов трения торможения для мокрых полос, определяемых в соответствии с пунктами (c) или (d) данного параграфа, принимая, что распределение нагрузки между заторможенными и незаторможенными колесами определяется при неблагоприятном положении центра тяжести, одобренном для взлета.
(c) Коэффициент трения торможения самолета на мокрой полосе для ровной мокрой взлетно-посадочной полосы определяется, как график зависимости коэффициента трения от путевой скорости, и должен вычисляться следующим образом:
(1) Максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей на мокрой взлетно-посадочной полосе определяется следующим образом:
давление в шине - максимальное эксплуатационное давление в шине, атм;
- максимальный коэффициент торможения шины о землю;
V - истинная путевая скорость самолета, км/ч.
Линейная интерполяция может использоваться для давлений в шинах, отличных от тех, что приведены в таблице.
(2) Максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей для мокрой взлетно-посадочной полосы должен быть скорректирован с учетом эффективности антиюзовой системы на мокрой полосе. Работоспособность антиюзовой системы должна быть продемонстрирована в летных испытаниях на мокрой полосе и ее эффективность должна быть определена. Если эффективность антиюзовой системы не определена количественным анализом результатов летных испытаний на ровной мокрой полосе, то максимальный коэффициент трения торможения шины колеса с землей для мокрой взлетно-посадочной полосы, определенный в пункте (c)(1) данного параграфа, должен быть умножен на величину эффективности, связанную с типом антиюзовой системы, установленной на самолете.
(d) По выбору Заявителя более высокий коэффициент трения торможения для мокрой взлетно-посадочной полосы может быть использован для рифленых поверхностей взлетно-посадочной полосы или для ВПП, покрытых специальным пористым материалом. Коэффициент трения торможения для мокрой полосы для рифленых и пористых взлетно-посадочных полос определяется одним из следующих способов:
(1) 70% коэффициента трения торможения для сухой взлетно-посадочной полосы, используемой для определения дистанции прерванного взлета на сухой полосе; или
(2) Коэффициент торможения для мокрой полосы, определенный в пункте (c) данного параграфа, за исключением того, что эффективность антиюзовой системы (если она определена) соответствует рифленой или покрытой пористым материалом мокрой ВПП, и максимальный коэффициент трения торможения шины о землю для мокрой полосы определен как:
давление в шине - максимальное эксплуатационное давление в шине, атм;
- максимальный коэффициент торможения шины о землю;
V - истинная путевая скорость самолета, км/ч.
Линейная интерполяция может использоваться для давлений в шинах, отличных от тех, что приведены в таблице.
(e) За исключением того, что предписано в пункте (f)(1) данного параграфа, при определении дистанции прерванного взлета могут быть использованы средства торможения, отличные от тормозов колес шасси, если эти средства:
(2) Использоваться таким образом, что можно ожидать устойчивые результаты в обычных условиях эксплуатации; и
(3) Не требуют от пилота исключительного мастерства управления самолетом.
(f) Эффект влияния реверса тяги:
(1) Не может учитываться как дополнительное средство торможения при определении дистанции прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе; и
(2) Может учитываться как дополнительное средство торможения в соответствии с рекомендуемыми процедурами использования реверса тяги для определения дистанции прерванного взлета на взлетно-посадочной полосе, покрытой осадками, если выполнены требования пункта (e) данного параграфа.
(g) На всем протяжении дистанции прерванного взлета шасси самолета должно быть выпущено.
(h) Если в дистанцию прерванного взлета входит концевая полоса торможения (КПТ) с характеристиками поверхности, значительно отличающимися от характеристик ВПП, то взлетные данные должны включать в себя поправочные эксплуатационные коэффициенты для дистанции прерванного взлета. В поправочных коэффициентах должны учитываться характеристики конкретной концевой полосы торможения и изменение этих характеристик в зависимости от сезонных изменений погоды (таких, как температура, дождь, снег и лед) в пределах установленных эксплуатационных ограничений.
(i) Летные испытания по демонстрации дистанции прерванного взлета с максимальной кинетической энергией торможения должны быть выполнены с тормозами колес самолета, каждое из которых имеет не более чем 10%-ный износ от допустимого диапазона износа тормозов.
(a) Траектория взлета простирается от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 450 м над поверхностью взлета или в которой заканчивается переход от взлетной к маршрутной конфигурации и одновременно достигается скорость VFTO, в зависимости от того, какая точка выше. Кроме того:
(1) Определение траектории взлета должно основываться на методах, изложенных в 25.101(f).
(2) Самолет должен разгоняться на земле до скорости VEF, на которой критический двигатель выключается и остается в таком положении до конца взлета.
(3) После достижения скорости VEF самолет должен разгоняться до скорости V2.
(b) При разгоне до скорости V2 отрыв носовой стойки шасси от земли должен быть выполнен на скорости не менее чем VR. Уборка шасси может начаться только после отрыва самолета от земли.
(c) При определении траектории взлета в соответствии с пунктами (a) и (b) данного параграфа:
(1) Наклон воздушного участка траектории взлета должен быть положительным во всех точках.
(2) Самолет должен разогнаться до скорости V2 до достижения высоты 10,7 м над поверхностью взлета и должен продолжать полет на скорости, практически наиболее близкой, но не меньшей, чем скорость V2 до достижения самолетом высоты 120 м над поверхностью взлета.
(3) Во всех точках траектории взлета, начиная от точки, в которой самолет достигает высоты 120 м над поверхностью взлета, располагаемый полный градиент набора высоты должен быть не менее чем:
(i) 1,2% - для самолетов с двумя двигателями;
(ii) 1,5% - для самолетов с тремя двигателями; и
(iii) 1,7% - для самолетов с четырьмя двигателями.
(4) До достижения высоты 120 м над поверхностью взлета конфигурация самолета не должна изменяться, кроме уборки шасси и автоматического флюгирования воздушного винта, и нельзя производить изменений мощности или тяги, требующих действия пилота.
(d) Траектория взлета должна определяться посредством выполнения непрерывного демонстрационного взлета или методом суммирования участков траектории взлета. Если траектория взлета определяется методом суммирования ее участков, то:
(1) Участки траектории взлета должны быть четко определены и быть связаны с определенными изменениями конфигурации самолета, мощности или тяги и скорости.
(2) Вес самолета, конфигурация и мощность или тяга на каждом участке траектории взлета должны быть постоянными и соответствовать наиболее критическому условию на данном участке траектории.
(3) Траектория полета должна определяться на основе летных характеристик самолета без учета влияния земли.
(4) Данные траектории взлета следует проверять путем неоднократных демонстрационных взлетов до точки, в которой самолет выходит за пределы влияния земли и его скорость стабилизируется, чтобы убедиться, что эта траектория не будет проходить ниже относительно непрерывной траектории.
Самолет считается вышедшим из зоны влияния земли при достижении высоты, равной размаху его крыла.
25.113. Потребная дистанция взлета и потребная дистанция разбега
(a) Потребная дистанция взлета на сухой искусственной взлетно-посадочной полосе и на грунтовой взлетно-посадочной полосе должна быть равна большей из следующих величин:
(1) Расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью, определяемого в соответствии с 25.111 для сухой взлетно-посадочной полосы; 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 процедурами, совместимыми с 25.111.
(b) Потребная дистанция взлета на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе должна быть равна большей из следующих величин:
(1) Потребной дистанции взлета на сухой взлетно-посадочной полосе, определенной в соответствии с пунктом (a) данного параграфа; или
(2) Расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 4,6 м над взлетной поверхностью, которая достигается методом, совместимым с достижением скорости V2 до достижения высоты 10,7 м над взлетной поверхностью, определенной в соответствии с 25.111 для мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосы.
(c) Если дистанция взлета не включает зону, свободную от препятствий, то потребная дистанция разбега равна дистанции взлета. Если дистанция взлета включает зону, свободную от препятствий, то:
(1) Потребная дистанция разбега при взлете на сухой взлетно-посадочной полосе является большей из следующих величин:
(i) расстояния по горизонтали вдоль траектории 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 поверхностью взлета, определяемого в соответствии с 25.111 на сухой взлетно-посадочной полосе;
(ii) 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, совместимому с 25.111.
(2) Потребная дистанция разбега при взлете на мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосе, является большей из следующих величин:
(i) расстояния по горизонтали вдоль траектории взлета от точки старта до точки, равноотстоящей от точки, в которой достигается скорость VLOF, и точки, в которой самолет находится на высоте 4,6 м над поверхностью взлета, которая достигается методом, совместимым с достижением скорости V2 до достижения 10,7 м высоты над поверхностью взлета, определенной в соответствии с 25.111 для мокрой или покрытой осадками взлетно-посадочной полосы; или
(ii) 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, совместимому с 25.111.
25.115. Траектория начального набора высоты
(a) Траектория начального набора высоты начинается на высоте 10,7 м над взлетной поверхностью в конце потребной дистанции взлета, определенной в соответствии с 25.113(a) или (b), в зависимости от состояния поверхности взлетно-посадочной полосы.
(b) Данные чистой траектории начального набора высоты должны определяться таким образом, чтобы они представляли полную траекторию набора высоты (определенную в соответствии с 25.111 и пунктом (a) данного параграфа), уменьшенную в каждой точке на градиент набора высоты, равный:
(1) 0,8% - для самолетов с двумя двигателями.
(2) 0,9% - для самолетов с тремя двигателями; и
(3) 1,0% - для самолетов с четырьмя двигателями.
(c) Указанное уменьшение градиента набора высоты может выражаться как эквивалентное уменьшение ускорения на той части траектории взлета, на которой самолет разгоняется в горизонтальном полете.
(a*) Наклон чистой траектории взлета в каждой ее точке не должен быть отрицательным. В ЛР должно быть учтено, что чистая траектория взлета должна проходить не менее чем на 10,7 м выше препятствий.
25.117. Набор высоты. Общие положения
Соответствие требованиям 25.119 и 25.121 должно быть показано при любых весе, высоте и температуре окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для самолета, и при наиболее неблагоприятной центровке при каждой конфигурации.
25.119. Набор высоты в посадочной конфигурации: все двигатели работают
В посадочной конфигурации установившийся градиент набора высоты должен быть не меньше 3,2% при следующих условиях:
(a) Двигатели работают на режиме, обеспечивающем мощность или тягу, достигаемую через 8 с после начала перекладки рычагов управления двигателями из положения минимального полетного газа в положение для ухода на второй круг.
(b) Скорость набора высоты не больше VREF.
25.121. Набор высоты: один двигатель не работает
(a) Взлет: шасси выпущено. При критической взлетной конфигурации, имеющей место на траектории полета (между точкой, в которой самолет достигает скорости VLOF, и точкой, в которой шасси полностью убирается), и при конфигурации, указанной в 25.111, но без влияния земли установившийся градиент набора высоты должен быть: для самолетов с двумя двигателями - положительным; для самолетов с тремя двигателями - не менее 0,3%; для самолетов с четырьмя двигателями - 0,5% при VLOF и следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой мощности или тяги, при котором в соответствии с 25.111 начинается уборка шасси, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на полетной траектории, но до достижения точки, в которой происходит полная уборки шасси.
(2) Вес равен весу самолета в начале уборки шасси, определяемому в соответствии с 25.111.
(b) Взлет: шасси убрано. При взлетной конфигурации, имеющей место в точке полетной траектории, в которой шасси полностью убрано, и при конфигурации, указанной в 25.111, но без учета влияния земли, установившийся градиент набора высоты не может быть менее: 2,4% - для самолетов с двумя двигателями; 2,7% - для самолетов с тремя двигателями и 3,0% - для самолетов с четырьмя двигателями при V2 в следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой взлетной мощности или тяги к моменту полной уборки шасси и определяемой в соответствии с 25.111, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на полетной траектории, но до точки достижения высоты 120 м над поверхностью взлета.
(2) Вес равен весу самолета в момент полной уборки шасси, определяемому в соответствии с 25.111.
(c) Конечный этап взлета. При маршрутной конфигурации в конце траектории взлета, определяемой в соответствии с 25.111, полный градиент набора высоты не может быть меньше 1,2% для самолетов с двумя двигателями; 1,5% для самолетов с тремя двигателями и 1,7% для самолетов с четырьмя двигателями на скорости VFTO и следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги.
(2) Вес равен весу самолета на конечном участке траектории взлета, определяемой в 25.111.
(d) Заход на посадку. В конфигурации захода на посадку со всеми работающими двигателями, при которой скорость VSR не превышает 110% VSR для соответствующей посадочной конфигурации, полный градиент набора высоты не может быть меньше 2,1% - для самолетов с двумя двигателями; 2,4% - для самолетов с тремя двигателями и 2,7% - для самолетов с четырьмя двигателями в следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме мощности или тяги, соответствующем уходу на второй круг.
(2) Максимальному посадочный вес.
(3) Скорость набора высоты установленная с учетом нормальных посадочных процедур, но не превышает 1,4 VSR; и
25.123. Траектория полета по маршруту
(a) В маршрутной конфигурации траектории полета, указанные в пунктах (b) и (c) данного параграфа, должны определяться для любых веса, высоты и температуры окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, установленных для данного самолета. В расчете можно учитывать изменение веса по траектории полета за счет расхода топлива и масла работающими двигателями. Траектории полета должны определяться на любой выбранной скорости в следующих условиях:
(1) Наиболее неблагоприятная центровка.
(2) Критические двигатели не работают.
(3) Все остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги.
(4) Средства управления воздушным охлаждением двигателей находятся в положении, которое обеспечивает достаточное охлаждение при высоких температурах наружного воздуха.
(b) Данные чистой траектории полета с одним неработающим двигателем должны представлять собой полные характеристики набора высоты, уменьшенные на градиент набора высоты, равный: 1,1% - для самолетов с двумя двигателями; 1,4% - для самолетов с тремя двигателями и 1,6% - для самолетов с четырьмя двигателями.
(c) Для самолетов с тремя или четырьмя двигателями данные чистой траектории полета при двух неработающих двигателях должны представлять собой полные характеристики набора высоты, уменьшенные на градиент набора высоты, равный: 0,3% - для самолетов с тремя двигателями и 0,5% - для самолетов с четырьмя двигателями.
(a*) На рекомендованной ЛР высоте горизонтального полета чистый градиент набора высоты, указанный в пунктах (b) и (c) данного параграфа, должен быть положительным.
(b*) ЛР должны содержать указания на то, что установленная в соответствии с 25.123(a*) высота полета с одним неработающим двигателем должна по крайней мере на 400 м превышать максимальную высоту уровня местности в каждой точке выбранного для эксплуатации маршрута.
25.123A. Скорости посадки и ухода на второй круг
(a) Рекомендуемая в ЛР скорость захода на посадку VREF для всех конфигураций самолета, установленных для захода на посадку, должна быть не менее:
(2) VMCL установленной по 25.149(f).
(3) Скорости, на которой обеспечиваются маневренные возможности, установленные в 25.143(g).
(4) 1,05 VMCL-2 при отказе двух двигателей на самолетах с четырьмя и более двигателями.
(b) Скорость самолета в момент начала уборки механизации при уходе на второй круг должна быть не менее 1,13 VSR, где VSR относится к измененной конфигурации.
25.123B. Минимальная высота ухода на второй круг
Минимальная высота ухода на второй круг устанавливается Заявителем для захода на посадку как со всеми работающими двигателями, так и с одним неработающим двигателем и демонстрируется при уходе на второй круг при наиболее неблагоприятных сочетаниях эксплуатационных скоростей захода на посадку, центровок и вертикальных скоростей снижения в пределах ограничений, установленных в ЛР.
(a) Расстояние по горизонтали, необходимое для выполнения посадки и полной остановки самолета (или для снижения скорости приблизительно до 5 км/ч при посадке на воду) от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью, должно определяться (для всех стандартных температур, весов, высот и ветра в пределах эксплуатационных ограничений, устанавливаемых Заявителем для данного самолета) следующим образом:
(1) Самолет должен быть в посадочной конфигурации.
(2) Установившийся заход на посадку на земной индикаторной скорости VREF и не менее скоростей, требуемых параграфом 25.123A, должен выдерживаться вплоть до высоты 15 м VREF не может быть менее чем:
(ii) VMCL установленной в 25.149(f); и
(iii) скорости при которой соблюдаются требования 25.143(g) по маневренности.
(3) Изменения конфигураций самолета, мощности или тяги и скорости должны производиться в соответствии с установленными процедурами пилотирования в эксплуатации.
(4) Посадка должна выполняться без чрезмерных вертикальных перегрузок, тенденции к козлению, капотированию, неуправляемому развороту на земле или на воде.
(5) Выполнение посадки не должно требовать исключительного мастерства пилотирования или быстроты реакции пилота.
(b) Для сухопутных самолетов и самолетов-амфибий посадочная дистанция на земле должна определяться на ровной, сухой, мокрой и/или покрытой осадками искусственной взлетно-посадочной полосе и, по желанию Заявителя, на грунтовой взлетно-посадочной полосе. Кроме того, предусматривается, что:
(1) Давления в тормозных системах не могут превышать величин, установленных изготовителем тормозов.
(2) Применение тормозов не должно приводить к чрезмерному износу тормозов или шин.
(3) Средства, отличные от тормозов колес шасси, могут быть использованы, если они:
(ii) используются таким образом, чтобы обеспечить устойчивые результаты в эксплуатации; и
(iii) не требуют исключительного мастерства управления самолетом.
(c) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий посадочная дистанция на воде должна определяться на гладкой водной поверхности.
(d) Для самолетов с лыжными шасси посадочная дистанция на снегу должна определяться на ровной сухой снежной поверхности.
(e) Данные посадочной дистанции должны включать в себя поправочные коэффициенты для учета не более 50% составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении, противоположном направлению посадки, и не менее 150% составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении посадки.
(f) Если применяется какое-либо устройство, зависящее от работы двигателя, и если ввиду отказа последнего посадочная дистанция значительно увеличивается, посадочная дистанция должна определяться при неработающем данном двигателе, если применение компенсирующих устройств не обеспечивает посадочной дистанции, не превышающей дистанции при всех работающих двигателях.
25.125A. Потребные посадочные дистанции
(a) Потребная посадочная дистанция для сухих ВПП должна быть не менее:
(1) Посадочной дистанции (см. 25.125) при выполнении посадки со всеми нормально работающими двигателями, умноженной на коэффициент:
(i) 1,67 - для основных аэродромов;
(ii) 1,43 - для запасных аэродромов.
(2) Посадочной дистанции при выполнении посадки с одним отказавшим двигателем.
(b) Потребная посадочная дистанция для покрытых атмосферными осадками ВПП должна быть не менее:
(1) Посадочной дистанции (см. 25.125) при посадке со всеми работающими двигателями и при рассматриваемых состояниях поверхности ВПП, умноженной на коэффициент 1,43.
(2) Потребной посадочной дистанции, определенной по пункту (a)(1)(i) данного параграфа (для основных аэродромов).
(c) Потребная посадочная дистанция для влажных ВПП в случае, когда в летных испытаниях определение посадочных дистанций на влажных ВПП не производилось, должна представлять собой потребную посадочную дистанцию для сухих ВПП, определенную по пункту (a) данного параграфа, умноженную на коэффициент 1,15.
(a) Самолет должен безопасно управляться и выполнять необходимые маневры при:
(b) Должен обеспечиваться плавный переход от одного режима полета к другому; при этом не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота, а также не должна возникать опасность превышения эксплуатационных ограничений самолета, указанных в ЛР, во всех возможных эксплуатационных условиях и режимах, включая:
(1) Случай внезапного отказа критического двигателя.
(2) Для самолетов с тремя или более двигателями - случай внезапного отказа второго критического двигателя, когда самолет находится в конфигурации для полета по маршруту, захода на посадку или посадки в сбалансированном полете с неработающим критическим двигателем; и
(3) Изменения конфигурации, включая выпуск и уборку тормозных устройств.
(c) В таблице, представленной ниже, приведены максимальные усилия на рычагах управления, допустимые в процессе испытаний, требуемых пунктами (a) и (b) данного параграфа для обычных рычагов управления штурвального типа.
(d) При демонстрации соответствия ограничений кратковременно прилагаемых усилий, указанных в пункте (c) данного параграфа, должны применяться одобренные эксплуатационные процедуры или общепринятая эксплуатационная практика. Самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному на предшествующем режиме установившегося полета. При взлете самолет должен быть сбалансирован в соответствии с одобренными процедурами эксплуатации.
(e) При демонстрации соответствия требованиям ограничений продолжительно действующих сил, указанных в пункте (c) данного параграфа, самолет должен быть сбалансирован или находиться в положении, практически близком к балансировочному.
(f) При выполнении маневров на постоянной скорости или постоянном числе M (вплоть до VFC/MFC или VFE) усилия на рычагах продольного управления и градиент усилий на рычаге продольного управления по перегрузке должны быть в приемлемых пределах. Усилия на рычагах продольного управления не должны быть настолько большими, чтобы требовать от пилота чрезмерных усилий при выполнении маневра, и не должны быть настолько малыми, чтобы самолет мог быть легко и непроизвольно выведен на недопустимые перегрузки. Изменение градиента усилий по перегрузке, которое происходит при изменении перегрузки, не должно создавать существенных трудностей при управлении самолетом, а местные градиенты не должны быть настолько малыми, чтобы возникала опасность передозирования рычагов при управлении самолетом.
(g) При выполнении координированного разворота с постоянной скоростью на передней центровке и прочих параметрах, указанных в таблице, не должно возникать предупреждение о приближении к сваливанию или другие характеристики, мешающие нормальному выполнению маневра.
Несимметрично, с ограничением по весу, высоте и температуре <1> | |||
Взлетная <2> | V2 + XX <2> | Набор высоты, работают все двигатели <3> | |
Несимметрично, с ограничением по весу, высоте и температуре <1> | |||
--------------------------------
<1> Сочетание веса, высоты и температуры, при котором режим тяги или мощности таков, что соблюдаются требования 25.121 по минимальному градиенту набора высоты в данных полетных условиях.
<2> Воздушная скорость, установленная для начального этапа набора высоты со всеми работающими двигателями.
<3> Режим тяги или мощности такой, при котором в случае отказа критического двигателя и без какого-либо действия экипажа по увеличению тяги или мощности остающихся двигателей, он приводит к тяге или мощности, установленной для взлета на скорости V2, или к любой меньшей тяге или мощности, которая используется для начального набора высоты со всеми работающими двигателями.
(a) На всех скоростях в диапазоне от балансировочной скорости, предписанной в 25.103(b)(6), и началом сваливания (как определено в 25.201(d)) должна обеспечиваться возможность опустить нос самолета, чтобы быстро разогнаться до упомянутой выбранной балансировочной скорости при следующих условиях:
(1) Самолет сбалансирован на скорости, предписанной в 25.103(b)(6).
(4) Двигатели работают на режиме:
(ii) максимальной продолжительной тяги.
(b) При выпущенном шасси во время демонстрации каждого из следующих маневров не должно требоваться изменение положения рычагов управления балансировкой и создание усилий свыше 23 кгс (которое является максимальным кратковременно прилагаемым усилием, легко развиваемым одной рукой):
(1) При убранном газе, убранных закрылках и при балансировке самолета на скорости 1,3 VSR1 выпустить с максимальной быстротой закрылки, выдерживая воздушную скорость приблизительно на 30% выше нормируемой скорости сваливания, имеющей место в любой момент на протяжении всего маневра.
(2) Повторить маневр, указанный в пункте (b)(1) данного параграфа, но сначала выпустить закрылки, а затем с максимальной быстротой убрать их.
(3) Повторить маневр, указанный в пункте (b)(2) данного параграфа, но на мощности или тяге двигателей для ухода на второй круг.
(4) С убранным газом и убранными закрылками и при балансировке самолета на скорости 1.3 VSR1 быстро перевести двигатели на режим тяги или мощности для ухода на второй круг, выдерживая постоянной воздушную скорость.
(5) Повторить описанный в пункте (b)(4) данного параграфа маневр, но с выпущенными закрылками.
(6) С убранным газом, выпущенными закрылками и при балансировке самолета на скорости 1,3 VSR1, достичь и выдерживать воздушную скорость в диапазоне от VSW до 1,6 VSR1 или VFE, в зависимости от того, какая из них меньше.
(c) Пилот, не обладающий исключительно высоким мастерством пилотирования, должен иметь возможность не допускать потери высоты в процессе полной уборки средств механизации крыла из любого положения в установившемся, прямолинейном горизонтальном полете со скоростью 1,08 VSR1 для самолетов с винтовыми двигателями или 1,13 VSR1 для самолетов с ТРД при:
(1) Одновременном переводе двигателей на режим мощности или тяги, соответствующий уходу на второй круг;
(3) Критических сочетаниях посадочных весов и высот.
(d) Если предусмотрены фиксированные положения рычага управления средствами механизации крыла, то требования пункта (c) данного параграфа применяются при демонстрации уборки средств механизации крыла из любого положения, начиная от максимального посадочного до первого фиксированного положения, между промежуточными фиксированными положениями и от последнего фиксированного положения до положения полной уборки.
Требования пункта (c) данного параграфа относятся также к уборке механизации крыла из каждого одобренного посадочного положения рычага управления до положения(ний), определяемого(ых) конфигурацией(ями) средств(а) механизации крыла, используемого(ых) при установлении процедуры ухода на второй круг из этого посадочного положения.
Кроме того, первое фиксированное положение рычага управления после посадочного положения должно соответствовать конфигурации средств механизации крыла, используемых при процедуре ухода на второй круг от посадочной конфигурации самолета. Каждое фиксированное положение рычага управления должно требовать отдельного и определенного перемещения рычага управления для прохода через фиксированное положение и должно быть таким, чтобы исключалось непроизвольное перемещение рычага управления через фиксированное положение. Должна быть только одна возможность выполнения такого отдельного и определенного перемещения рычага управления, если рычаг управления достиг своего проходного упора.
(a*) На режимах полета и при конфигурациях самолета, рекомендованных ЛР, в диапазоне перегрузок от nу = 0,7 до nу max, установленной ЛР, и при балансировке по усилиям в установившемся прямолинейном полете производные dPв/dnу и dXв/dnу должны быть отрицательными, и рекомендуется, чтобы по абсолютной величине dPв/dnу была не менее 10 кгс, а dXв/dnу - не менее 5 см. Рекомендуется, чтобы усилия на штурвале, потребные для создания максимальной эксплуатационной перегрузки 
, до срабатывания сигнализации о приближении к сваливанию в конфигурации, рекомендуемой ЛР для полета по маршруту, при балансировке самолета по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета по абсолютной величине были не менее 25 кгс.
(b*) На режимах полета и при конфигурациях самолета, рекомендованных ЛР, при балансировке самолета по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета производные dPв/dnу и dXв/dnу должны быть отрицательными до перегрузки nу = 0,5. При дальнейшем уменьшении перегрузки до nу = 0 или до достижения nу min, установленной ЛР, если nу min < 0, либо до перегрузки, соответствующей полному отклонению штурвала от себя, допускается изменение знака производных dPв/dnу и dXв/dnу. В этих случаях уменьшение усилий на штурвале не должно превышать 30% от их максимальной величины. На минимальной достигнутой перегрузке усилия в продольном управлении должны превышать усилия трения в системе продольного управления не менее чем в 3 раза.
(c*) Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование.
(d*) Запас эффективности продольного управления при подъеме носового колеса и отрыве самолета, а также при посадке, в том числе в момент касания с nу = 1, должен быть не менее 10%.
25.147. Путевая и поперечная управляемость
(a) Путевая управляемость. Общие положения. Должна иметься возможность при нулевом крене совершать разворот в сторону работающего двигателя и безопасно выполнять достаточно резкое изменение курса до 15° в направлении критического неработающего двигателя. Это должно быть показано на скорости 1,3 VSR1 для изменений курса до 15° (за исключением того, что нет необходимости превышать изменение курса, при котором усилие на педалях руля направления составляет более 68 кгс) при следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает и его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.
(2) Двигатели работают на режиме, потребном для горизонтального полета со скоростью 1,3 VSR1, но не выше максимального продолжительного режима.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(5) Закрылки находятся в положении для захода на посадку.
(6) Самолет имеет максимальный посадочный вес.
(b) Путевая управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны отвечать требованиям пункта (a) данного параграфа и кроме того:
(1) Два критических двигателя не работают, а их воздушные винты (если имеются) находятся в положении, создающем минимальное сопротивление.
(3) Закрылки должны находиться в наиболее благоприятном положении для набора высоты.
(c) Поперечная управляемость. Общие положения. Самолет должен допускать выполнение виражей с креном 20° в сторону неработающего двигателя и в противоположную из режима установившегося полета при скорости 1,4 VSR1 при следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, а его воздушный винт (если имеется) находится в положении, создающем минимальное сопротивление.
(2) Остальные двигатели работают на максимальном продолжительном режиме.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(4) Шасси (i) убрано, и шасси (ii) выпущено.
(5) Закрылки находятся в наиболее благоприятном положении для набора высоты.
(6) Самолет имеет максимальный взлетный вес.
(d) Поперечная управляемость; способность к созданию крена. При неработающем критическом двигателе реакция самолета по крену должна быть достаточной для выполнения обычных маневров. Поперечная управляемость должна быть достаточной при всех скоростях с одним неработающем двигателем для создания угловой скорости крена, обеспечивающей безопасность полета, не требуя чрезмерных усилий или перемещений рычагов управления.
(e) Поперечная управляемость: самолеты с четырьмя или более двигателями. Самолеты с четырьмя или более двигателями должны выполнять виражи с креном 20° в сторону неработающих двигателей и в противоположную сторону из режима установившегося полета при скорости 1,3 VSR1, максимальном продолжительном режиме работы двигателей и конфигурации самолета, указанной в пункте (b) данного параграфа.
(f) Поперечная управляемость: все двигатели работают. При работе всех двигателей реакция самолета по крену должна быть достаточной для выполнения обычных маневров (таких, как вывод из кренов, вызванных порывами ветра) и для начала маневра отворота. Запас поперечного управления при боковом скольжении (вплоть до углов скольжения, которые могут потребоваться в обычных эксплуатационных условиях) должен допускать ограниченное маневрирование и парирование порывов ветра. Поперечная управляемость должна быть достаточной при всех скоростях вплоть до VFC/MFC для создания наибольшей угловой скорости крена, обеспечивающей безопасность полета, не требуя от пилота чрезмерных усилий или перемещений рычагов управления.
(a*) Эффективность поперечного управления должна обеспечивать вывод самолета из установившегося разворота с креном 30° и ввод в разворот противоположного направления с креном 30° при отклонении органа управления по крену не более чем на 90°, за время не более 7 с на режимах:
(1) Взлета на скорости V2 со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.
(2) Захода на посадку на скорости VREF со всеми одобренными конфигурациями или наиболее критической конфигурацией.
(3) На крейсерских режимах и режимах набора высоты и снижения. В диапазоне скоростей VMO - VD (MMO - MD) допускается уменьшение эффективности поперечного управления.
(b*) Уменьшение угловой скорости крена в процессе кренения самолета на режимах, указанных в пункте (a*) данного параграфа, при неизменных положениях рычагов управления не должно быть большим, по оценке пилота, и не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания.
(c*) Управляемость самолета и характеристики переходных процессов при отказе критического двигателя и невмешательстве пилота в управление в течение 2 с после отказа должны быть такими, чтобы в процессе парирования отказа исключался выход самолета за эксплуатационные ограничения по углу атаки (перегрузке) и углу скольжения; рекомендуется, чтобы угол крена при этом не превышал 45°. Действия по парированию отказа не должны включать управление двигателем, триммерами и не должны потребовать значительные усилия управления.
Указанное требование должно выполняться (при исходной балансировке самолета в полете со всеми работающими двигателями) на режимах:
(1) Установившегося набора высоты во взлетной конфигурации на взлетном режиме работы двигателей и рекомендованной ЛР скорости для полета со всеми работающими двигателями.
(2) Установившегося набора высоты в конфигурации полета по маршруту на режиме работы двигателей и в диапазоне скоростей, рекомендованных ЛР.
(3) Захода на посадку в посадочной конфигурации на режиме работы двигателей, потребном для снижения с градиентом 5% на скоростях захода на посадку VREF, рекомендованных ЛР.
(4) Ухода на второй круг в конфигурации, предусмотренной для ухода на режиме работы двигателей и на скоростях, рекомендованных ЛР.
25.149. Минимальная эволютивная скорость
(a) При установлении минимальных эволютивных скоростей, требуемых настоящим параграфом, метод, используемый для имитации отказа критического двигателя, должен отображать наиболее критический в отношении управляемости вид отказа силовой установки в отношении управляемости, ожидаемый в эксплуатации.
(b) Скорость VMC является земной индикаторной скоростью, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°.
(c) Скорость VMC не должна превышать 1,13 VSR при следующих условиях:
(1) Двигатели работают на режиме располагаемой максимальной взлетной тяги.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для взлета.
(4) Самолет имеет максимальный взлетный вес на уровне моря (или любой меньший вес, необходимый для демонстрации скорости VMC).
(5) Конфигурация самолета соответствует наиболее критической взлетной конфигурации, которая имеет место на траектории полета после отрыва самолета от земли, за исключением того, что шасси убрано.
(6) Самолет находится в воздухе и влияние земли не учитывается; и
(7) Если применимо, воздушный винт неработающего двигателя:
(ii) находится в наиболее вероятном положении для данной конструкции системы управления воздушным винтом; или
(iii) зафлюгирован, если самолет оборудован устройством автоматического флюгирования, приемлемым для показа соответствия требованиям к набору высоты, изложенным в 25.121.
(d) Усилия на педалях, потребные для сохранения управляемости на скорости VMC, не должны превышать 68 кгс, а также не должна возникать необходимость в уменьшении тяги или мощности работающих двигателей.
При восстановлении режима полета самолет не должен занимать какие бы то ни было опасные положения в пространстве или не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота для предотвращения изменения курса более чем на 20°.
(e) VMCG (минимальная эволютивная скорость разбега) является земной индикаторной скоростью в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя пилот средней квалификации может сохранять управление самолетом с использованием только руля направления (без использования управления передним колесом шасси) при ограничении усилия величиной 68 кгс и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положению для обеспечения безопасного продолжения взлета. При определении скорости VMCG, допуская, что траектория движения самолета, разгоняющегося со всеми работающими двигателями, проходит вдоль осевой линии ВПП, траектория движения самолета от точки отказа критического двигателя до точки, в которой завершается возвращение на направление, параллельное осевой линии, не должна отклоняться в любой точке более чем на 10 м от осевой линии ВПП. Скорость VMCG должна устанавливаться при следующих условиях:
(1) Конфигурация самолета соответствует взлетной конфигурации или (по выбору Заявителя) наиболее критической взлетной конфигурации.
(2) Мощность или тяга соответствует максимальной располагаемой взлетной мощности или тяге работающих двигателей.
(3) Центровка наиболее неблагоприятная.
(4) Самолет сбалансирован для взлета.
(5) Вес самолета соответствует наиболее неблагоприятному весу в диапазоне взлетных весов.
(f) VMCL (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке со всеми работающими двигателями) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этим все еще неработающим двигателем и выдерживание режима прямолинейного полета при угле крена не более 5°. Скорость VMCL должна быть установлена при следующих условиях:
(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации для захода на посадку и посадки или (по выбору Заявителя для каждой конфигурации) со всеми работающими двигателями.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку со всеми работающими двигателями.
(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.
(5) Воздушный винт неработающего двигателя для самолетов с воздушными винтами находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3°; и
(6) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) соответствует(ют) режиму для ухода на второй круг.
(g) Для самолетов с тремя и более двигателями скорость VMCL-2 (минимальная эволютивная скорость при заходе на посадку и посадке с одним неработающим критическим двигателем) является земной индикаторной скоростью, на которой в случае внезапного отказа второго критического двигателя возможно сохранение управления самолетом с этими двумя неработающими двигателями и выдерживание режима прямолинейного полета с углом крена не более 5°. Скорость VMCL-2 должна устанавливаться при следующих условиях:
(1) Самолет находится в наиболее критической конфигурации или (по выбору Заявителя, каждая конфигурация) для захода на посадку и посадки с одним неработающим критическим двигателем.
(2) Центровка наиболее неблагоприятная.
(3) Самолет сбалансирован для захода на посадку с неработающим критическим двигателем.
(4) Наиболее неблагоприятный вес самолета или по выбору Заявителя как функция от веса самолета.
(5) Для самолетов с воздушными винтами воздушный винт более критического неработающего двигателя находится в положении, которое он достигает без вмешательства пилота, исходя из предположения, что двигатель отказывает на режиме мощности или тяги, необходимом для выдерживания траектории захода на посадку с углом наклона траектории 3° и при этом воздушный винт другого неработающего двигателя во флюгерном положении.
(6) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей), потребная для сохранения траектории захода на посадку с углом снижения в 3° с одним неработающим критическим двигателем; и
(7) Мощность или тяга работающего(их) двигателя(ей) быстро изменяется сразу после того как отказал второй критический двигатель, от мощности или тяги, предписанной в пункте (g)(6) данного параграфа, до:
(i) минимальной мощности или тяги; и
(ii) мощности или тяги, соответствующей режиму для ухода на второй круг.
(h) При демонстрации скоростей VMCL и VMCL-2:
(1) Усилие на педалях не должно превышать 68 кгс.
(2) Самолет не должен иметь опасных характеристик полета или требовать исключительного мастерства, быстроты реакции или физической силы пилота.
(3) Поперечное управление должно быть достаточно эффективным, чтобы создать крен самолета на угол 20° от начального положения установившегося полета, в направлении, необходимом для начала разворота в сторону, противоположную неработающему(им) двигателю(лям), за время не более 5 с; и
(4) Для самолетов с воздушными винтами не должны возникать опасные характеристики полета при любом положении воздушного винта, которое возможно при отказе двигателя, или при любых вероятных последующих перемещениях средств управления воздушным винтом или двигателем.
(a) Общие положения. После балансировки самолет должен отвечать требованиям к балансировке, указанным в настоящем параграфе, без дальнейшего приложения усилий или перемещений основных рычагов управления или соответствующих рычагов управления балансировкой, осуществляемых пилотом или автоматическими устройствами.
(b) Поперечная и путевая балансировка. Должна обеспечиваться поперечная и путевая балансировка самолета при наиболее неблагоприятном поперечном положении центра тяжести в пределах приемлемых эксплуатационных ограничений при нормальных условиях эксплуатации (включая полет на любой скорости в диапазоне от 1,3 VSR1 до VMO/MMO).
(c) Продольная балансировка. Должна обеспечиваться продольная балансировка самолета при следующих условиях:
(1) При наборе высоты на режиме максимальной продолжительной тяги со скоростью не выше 1,3 VSR1, с убранным шасси и закрылками в (i) убранном и (ii) во взлетном положениях.
(2) Или при снижении с убранным газом на скорости не выше 1,3 VSR1, или при заходе на посадку в нормальном диапазоне посадочных скоростей, соответствующих весу и конфигурации самолета на режиме тяги, обеспечивающей 3° наклона траектории, в зависимости от того что более критично, с выпущенными шасси и закрылками как в убранном так и в выпущенном положениях, при наиболее неблагоприятном сочетании центровки и веса, утвержденных для посадки, и
(3) Во время горизонтального полета при любой скорости в диапазоне от 1,3 VSR1 до VMO/MMO с убранными шасси и закрылками и в диапазоне от 1,3 VSR1 до VLE при выпущенном шасси.
(d) Продольная, путевая и поперечная балансировки. Должны обеспечиваться продольная, путевая и поперечная балансировки (при поперечной балансировке угол крена не должен быть больше 5°) на скорости, равной 1,3 VSR1 при полете с набором высоты, и следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает.
(2) Остальные двигатели работают на режиме максимальной продолжительной тяги.
(e) Самолеты с четырьмя и более двигателями. Должна обеспечиваться балансировка самолета с четырьмя и более двигателями в прямолинейном полете при наиболее неблагоприятной центровке и на скорости набора высоты, конфигурации самолета и мощности двигателей, требуемых параграфом 25.123(a) для целей установления траектории полета по маршруту с двумя неработающими двигателями.
Самолет должен обладать продольной, путевой и поперечной устойчивостью в соответствии с требованиями, изложенными в параграфах 25.173 - 25.177. Кроме того, достаточная устойчивость и усилия на рычагах управления (статическая устойчивость) требуются в любых условиях, обычно встречающихся в эксплуатации, если летные испытания покажут, что это необходимо для безопасного полета.
25.173. Продольная статическая устойчивость
В условиях, указанных в 25.175, характеристики усилий на рычаге управления рулем высоты (учитывая трение) должны быть следующими:
(a) Для достижения и выдерживания скоростей ниже заданной балансировочной скорости требуются тянущие усилия, а для достижения и выдерживания скоростей выше заданной балансировочной скорости требуются толкающие усилия на рычаге управления. Это должно демонстрироваться на любой достижимой скорости, за исключением скоростей, которые превышают предельные скорости выпуска шасси или закрылков или VFC/MFC, в зависимости от того, какая из этих скоростей подходит или меньше минимальной скорости установившегося полета без сваливания.
(b) Скорость полета должна восстанавливаться в пределах 10% исходной балансировочной скорости в условиях набора высоты, захода на посадку и посадки, указанных в 25.175(a), (c) и (d) и в пределах 7,5% исходной балансировочной скорости в условиях крейсерского полета, указанных в 25.175(b), при плавном снятии усилий с рычага управления, начиная с любой скорости в диапазоне, указанном в пункте (a) данного параграфа.
(c) Средний градиент наклона кривой зависимости усилия на рычаге управления от скорости, соответствующей устойчивости, не должен быть менее 0,5 кгс на каждые 10 км/ч.
(d) В диапазоне свободного восстановления скорости, указанном в пункте (b) данного параграфа, допускается, что самолет может, без усилий на рычагах управления, стабилизироваться на скоростях выше или ниже заданных балансировочных скоростей, при условии, что от пилота не требуется особого внимания для восстановления и выдерживания заданных балансировочной скорости и высоты.
(a*) Для самолетов, оборудованных специальными средствами управления, обеспечивающими стабильный характер балансировочных кривых Pв = f(V, M) и достаточный, по оценке пилота, положительный градиент усилий на рычаге управления в диапазоне VSW > V > VSR, и VMO/MMO < V < VD/MD, для крейсерской конфигурации, VFE < V < VF, для конфигураций с выпущенной механизацией и V > VLE - для случая полета с выпущенным шасси, затрудняющий непреднамеренное превышение ограничений VSW и VMO, допускается, при положительной оценке пилота, нулевой градиент усилий на рычаге управления в диапазоне скоростей от VSW до VMO или VFE, для конфигурации с выпущенной механизацией, или VLE для конфигурации с выпущенным шасси.
25.175. Порядок демонстрации продольной статической устойчивости
Порядок демонстрации продольной статической устойчивости должен быть следующим:
(a) Набор высоты. Кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в диапазоне от 85 до 115% скорости, на которой:
(1) Самолет сбалансирован при:
(iii) максимальном взлетном весе;
(iv) максимальной мощности или тяге, выбранной Заявителем для газотурбинных двигателей в качестве эксплуатационного ограничения при наборе высоты.
(2) Самолет сбалансирован на скорости, обеспечивающей оптимальную скороподъемность, но при условии, что эта скорость не меньше 1,3 VSR1.
(b) Крейсерский полет. Порядок демонстрации статической продольной устойчивости в крейсерском полете должен быть следующим:
(1) При убранном шасси на большой скорости кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 VSR1, выше VFC/MFC или скорости, которые требуют приложения усилия на рычаге управления более 23,0 кгс) при:
(ii) наиболее неблагоприятной центровке (см. 25.27);
(iii) наиболее критическом весе в диапазоне между максимальным взлетным и максимальным посадочным весами;
(iv) максимальной крейсерской тяге для газотурбинных двигателей, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения (см. 25.1521), при условии, что тяга не должна превышать потребную для полета на скорости VMO/MMO;
(v) самолет сбалансирован для горизонтального полета при режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(1)(iv) данного параграфа.
(2) При убранном шасси на малой скорости кривая зависимости усилия на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 VSR1, выше минимальной скорости приемлемого диапазона скоростей, указанного в пункте (b)(1) данного параграфа, или скорости, требующей приложения усилия на рычаге управления более 23,0 кгс) при:
(i) положении закрылков, центровке и весе, указанном в пункте (b)(1) данного параграфа;
(ii) тяге двигателей, потребной для горизонтального полета на скорости, равной
(iii) балансировке самолета для горизонтального полета на режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(2)(ii) данного параграфа.
(3) При выпущенном шасси кривая зависимостей усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в пределах большего из диапазонов: либо 15% балансировочной скорости плюс диапазон свободного восстановления скорости, либо 90 км/ч плюс диапазон свободного восстановления скорости выше и ниже балансировочной скорости (однако при этом диапазон не должен включать скорости ниже 1,3 VSR1, выше VLE или скорости, требующей усилия на рычаге управления более 23,0 кгс) при:
(i) положении закрылков, центровке и весе, указанном в пункте (b)(1) данного параграфа;
(ii) максимальной крейсерской тяге для газотурбинных двигателей, выбранной Заявителем в качестве эксплуатационного ограничения при условии, что тяга не должна превышать потребную для горизонтального полета на скорости VLE; и
(iii) балансировке самолета для горизонтального полета на режиме работы двигателей, указанном в пункте (b)(3)(ii) данного параграфа.
(c) Заход на посадку. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости на всех скоростях в диапазоне между VSW и 1,7 VSR1 при следующих условиях:
(1) Закрылки находятся в положении для захода на посадку.
(3) Самолет имеет максимальный посадочный вес.
(4) Самолет сбалансирован на скорости 1,3 VSR1 при тяге двигателей, достаточной для выдерживания горизонтального полета на этой скорости.
(d) Посадка. Кривая зависимости усилий на рычаге управления от скорости должна иметь наклон, соответствующий устойчивости, а усилие на ручке не должно превышать 36,0 кгс при любой скорости в диапазоне от VSW до 1,7 VSR0 при следующих условиях:
(1) Закрылки находятся в посадочном положении.
(3) Самолет имеет максимальный посадочный вес.
(4) Самолет сбалансирован на скорости 1,3 VSRO:
(i) при убранной мощности или тяге; и
(ii) при мощности или тяге, соответствующей горизонтальному полету.
25.177. Статическая боковая устойчивость
(c) При прямолинейном установившемся боковом скольжении перемещения рычагов управления элеронами и рулем направления и усилия на них должны быть строго пропорциональными углу бокового скольжения и соответствующими устойчивости, а коэффициент пропорциональности должен находиться в пределах, необходимых для безопасной эксплуатации во всем диапазоне углов бокового скольжения, присущих эксплуатации самолета. При больших углах, вплоть до угла, при котором используется полное отклонение педалей руля направления или достигается усилие на педалях 80,0 кгс, не должно быть изменения знака усилий на педалях руля направления, а для увеличения углов бокового скольжения должно требоваться увеличение отклонения педалей руля направления. Соответствие этому пункту должно быть продемонстрировано для всех положений шасси и закрылков и симметричных условий тяги при скоростях от 1,13 VSR1 до соответственно VFE, VLE или VFC/MFC.
(d) Градиенты усилий на педалях руля направления должны удовлетворять требованиям пункта (c) данного параграфа при скоростях между VMO/MMO и VFC/MFC. В этом диапазоне скоростей допускается поперечная статическая неустойчивость, если неустойчивое движение развивается плавно, легко распознается и парируется пилотом. (Отклонение элеронов, обратное по знаку отклонению руля направления).
(a*) При полете с одним неработающим критическим двигателем указанные в пункте (c) данного параграфа требования должны выполняться в пределах углов скольжения (или крена), полученных при симметричной тяге в диапазоне скоростей, рекомендованных для полета с одним отказавшим двигателем.
(b*) Самолет должен обладать статической путевой устойчивостью (демонстрируемой как тенденция к устранению возникшего скольжения при освобожденном управлении в канале руля направления) при выпущенном и убранном шасси и механизации крыла, при симметричной тяге на скоростях от 1,13 VSR до VFE, VLE или VFC/MFC, соответственно.
(c*) Самолет должен обладать статической поперечной устойчивостью (демонстрируемой как тенденция к подъему наветренного полукрыла при полете со скольжением при освобожденном управлении в канале элеронов) или быть статически нейтральным в поперечном канале при выпущенном и убранном шасси и механизации крыла, при симметричной тяге на любых скоростях полета (исключая скорости выше VFE при выпущенной механизации и VLE при выпущенном шасси) в находящихся в следующем диапазоне:
(2) от VMO/MMO, до VFC/MFC, допустимо возникновение поперечной статической неустойчивости если она:
(ii) легко распознается пилотом; и
(iii) легко парируется пилотом.
25.181. Динамическая устойчивость
(a) Любые короткопериодические колебания, за исключением связанных боковых колебаний, возникающие в диапазоне от 1,13 VSR до максимальной допустимой скорости полета, соответствующих данной конфигурации самолета, должны интенсивно демпфироваться когда основные рычаги управления:
(b) Любые связанные боковые колебания (типа "голландский шаг"), возникающие в диапазоне от 1,13 VSR до максимальной допустимой скорости полета, соответствующие данной конфигурации самолета, должны надежно демпфироваться при освобожденных рычагах управления, и должны парироваться обычными действиями основными рычагами управления без необходимости применения исключительного мастерства пилота.
25.201. Демонстрация сваливания
(a) Сваливание должно демонстрироваться в прямолинейном полете самолета и на виражах с креном 30° при:
(1) Убранном газе двигателей; и
(2) Тяге двигателей, потребной для выдерживания горизонтального полета со скоростью 1,5 VSR1 (где VSR1 соответствует нормируемой скорости сваливания, когда закрылки находятся в положении для захода на посадку, шасси убрано и самолет имеет максимальный посадочный вес).
(1*) При работе двигателей на номинальном режиме только для самолетов с ТВД.
(2*) При одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном РЛЭ для высоты полета с одним отказавшим двигателем, только в прямолинейном полете с углом крена не более 5° на работающие двигатели.
(b) Для всех условий, изложенных в пункте (a) данного параграфа, должны удовлетворяться соответствующие требования 25.203 при:
(1) Закрылках, шасси и воздушных тормозных устройствах в любой возможной комбинации их положений, одобренной для эксплуатации.
(2) Репрезентативных весах самолета в пределах диапазона весов, для которого требуется сертификация.
(3) Наиболее неблагоприятной центровке для вывода самолета из сваливания.
(4) Самолет сбалансирован в прямолинейном полете на скорости, предписанной в 25.103(b)(6).
(c) Для доказательства соответствия требованиям 25.203 должны быть использованы следующие процедуры:
(1) Начиная со скорости полета, превышающей скорость сваливания настолько, чтобы обеспечить возможность уменьшения скорости с постоянным темпом торможения, отклонять рычаг продольного управления таким образом, чтобы величина темпа торможения по скорости не превышала 1,85 км/ч за секунду, вплоть до наступления сваливания.
(2) Кроме того, при сваливании с виража рычаг продольного управления отклонить так, чтобы обеспечить темп торможения до 5,5 км/ч за секунду.
(3) Вывод из сваливания должен выполняться сразу же после наступления сваливания обычно принятым методом.
(d) Самолет считается находящимся в сваливании, если поведение самолета дает пилоту ясный и характерный признак приемлемой природы, что самолет находится в сваливании. Приемлемыми признаками сваливания, проявляющимися отдельно или в комбинации, являются:
(1) Опускание носа самолета, которое невозможно легко парировать.
(2) Бафтинг, величина и интенсивность которого являются сильной и эффективной преградой дальнейшего уменьшения скорости.
(3) Рычаг управления по тангажу достигает своего упора в положении "на себя", и при этом не происходит дальнейшее увеличение угла тангажа при удерживании рычага управления на упоре в течение короткого отрезка времени перед началом вывода из режима.
(1*) Появление крена, которое невозможно легко парировать.
25.203. Характеристики сваливания
(a) До момента наступления сваливания должна обеспечиваться возможность создавать и устранять крен и рыскание прямым действием рычагами управления. При этом ненормальное кабрирование не допускается. Усилия на рычагах продольного управления должны оставаться отрицательными как перед сваливанием, так и в самом сваливании. Кроме того, должна иметься возможность быстро предотвратить наступление сваливания или вывести самолет из сваливания, нормально действуя рычагами управления.
(b) При сваливании из прямолинейного полета без крена угол крена, возникающий между моментом начала сваливания и завершением вывода самолета из сваливания, не должен превышать приблизительно 20°.
(c) При сваливании из виража движение самолета после сваливания не должно быть настолько резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод самолета из сваливания и восстановление управляемости. Максимальный угол крена, который возникает в процессе вывода самолета из сваливания, не должен превышать:
(1) Приблизительно 60° в сторону первоначального разворота или 30° в противоположную сторону - в случае торможения с темпом 1,85 км/ч за секунду; и
(2) Приблизительно 90° в сторону первоначального разворота или 60° в противоположную сторону - в случае торможения с темпом более 1,85 км/ч за секунду.
(a*) При сваливании из прямолинейного полета с несимметричной тягой движение самолета после сваливания не должно быть настолько резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод самолета из сваливания и восстановление управляемости самолета.
(b*) На углах атаки, вплоть до 
не допускается такое нарушение работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т.п.).
25.207. Предупреждение о приближении сваливания
(a) Во время прямолинейного или криволинейного полета с закрылками и шасси, находящимися в любом обычном положении, пилот должен получать ясное и хорошо различимое предупреждение о приближении сваливания с достаточным запасом времени для предотвращения неожиданного сваливания.
(b) Такое предупреждение должно осуществляться характерными изменениями аэродинамических качеств данного самолета или с помощью устройства, которое будет давать четкое предупреждение на всех ожидаемых режимах полета. Однако для этой цели неприемлем визуальный индикатор, который требует внимания со стороны членов экипажа, находящихся в кабине. Если используется устройство предупреждения о сваливании, следует обеспечить предупреждение при каждой конфигурации самолета, указанной в пункте (a) данного параграфа, при скорости, указанной в пунктах (c) и (d) данного параграфа.
Примечание. Если в качестве предупреждения используется только звуковая (или в комбинации с визуальной) сигнализация, то усилия на штурвале, потребные для вывода самолета на угол атаки 
в крейсерском полете, должны быть не менее 15 кгс при балансировке самолета по усилиям на исходном режиме.
(c) Если скорость уменьшается с темпом, не превышающим 1,85 км/ч за секунду, то предупреждение о приближении к сваливанию в любой нормальной конфигурации должно начинаться на скорости VSW, превышающей скорость, на которой начинается сваливание в соответствии с 25.201(d), не менее чем на 9,3 км/ч или на 5% индикаторной земной скорости, в зависимости от того, что больше. Начавшись, предупреждение о приближении к сваливанию должно продолжаться до тех пор пока угол атаки не уменьшится приблизительно до той же величины, на которой сигнализация началась.
Предупреждение о сваливании при выполнении маневра с nуа > 1 должно начинаться на угле атаки по крайней мере на 3° меньшем угла атаки сваливания.
(d) Дополнительно к требованиям пункта (c) данного параграфа, если скорость уменьшается с темпом, не превышающим 1,85 км/ч за секунду, в прямолинейном полете с двигателями, работающими на режиме малого газа, и при центровке, установленной в 25.103(b)(5), то в любой нормальной конфигурации скорость VSW должна превышать VSR не менее чем на 5,5 км/ч или на 3% индикаторной земной скорости, в зависимости от того, что больше.
(e) Предупреждение о приближении к сваливанию должно обеспечивать запас по скорости достаточный, чтобы позволить пилоту предотвратить сваливание (определенное в 25.201(d)), если вывод начинается не ранее, чем через секунду после срабатывания сигнализации, при торможениях на виражах с нормальной перегрузкой 1,5 и темпом торможения не менее 3,7 км/ч за секунду с закрылками и шасси, находящимся в любом нормальном положении, при балансировке самолета на скорости 1,3 VSR и тяге или мощности двигателей, потребной для горизонтального полета на скорости 1,3 VSR.
(f) Предупреждение о приближении к сваливанию должно быть также обеспечено при любой конфигурации механизации крыла, рекомендованной к использованию в полете после отказов систем (включая все конфигурации, используемые в процедурах, установленных ЛР).
ХАРАКТЕРИСТИКИ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ И ВОДЕ
25.231. Продольная устойчивость и управляемость
(a) Сухопутные самолеты не должны иметь неконтролируемой тенденции к капотированию во всех ожидаемых условиях эксплуатации, а также при "козлении" на посадке или взлете. Кроме того:
(1) Тормоза колес должны работать плавно и не вызывать тенденции к капотированию.
(2) При наличии хвостового колеса должна обеспечиваться возможность во время разбега по бетону выдерживания любого положения вплоть до горизонтального уровня линии тяги при скорости, равной 75% от VSR1.
(b) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий должно быть установлено наиболее неблагоприятное состояние водной поверхности, при котором обеспечивается безопасность во время взлета, руления и посадки.
25.233. Путевая устойчивость и управляемость
(a) Самолет не должен иметь тенденцию к неуправляемому развороту на земле при боковом ветре под углом 90° со скоростью до большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 VSR0, однако не требуется, чтобы скорость ветра превышала 46 км/ч при любой скорости движения самолета по земле, возможной в эксплуатации. Это может быть продемонстрировано при установлении боковой (под углом 90°) составляющей скорости ветра в соответствии с требованиями 25.237.
(b) Сухопутные самолеты должны удовлетворительно управляться без использования исключительного мастерства пилотирования и быстроты реакции пилота в процессе выполнения посадок с убранным газом при нормальной посадочной скорости, без применения тормозов или изменения режима работы двигателей для поддержания прямолинейной траектории пробега. Это может быть продемонстрировано при посадках с убранным газом, производимых одновременно с проведением других видов испытаний.
(c) Самолет должен иметь соответствующую путевую управляемость при рулении. Это может быть продемонстрировано во время выруливания для взлета одновременно с выполнением других видов испытаний.
(a*) Требования пунктов (a), (b) и (c) данного параграфа должны обеспечиваться при всех состояниях поверхности ВПП, разрешенных для эксплуатации. При этом указанные в пункте (a) данного параграфа величины бокового ветра должны быть продемонстрированы на сухой ВПП. Для других разрешенных для эксплуатации состояниях поверхности ВПП демонстрируемые величины бокового ветра должны соответствовать установленным Заявителем ограничениям.
Амортизирующий механизм не должен вызывать повреждения конструкции при рулении самолета по самой неровной поверхности, которая может встретиться в условиях нормальной эксплуатации.
(a) Для сухопутных самолетов и самолетов-амфибий боковая (под углом 90°) составляющая скорости ветра, продемонстрированная для безопасного взлета и посадки, должна устанавливаться для сухих ВПП и быть не меньше большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 VSR0, однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.
(b) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий применяются следующие положения:
(1) Боковая (под углом 90°) составляющая скорости ветра, до которой обеспечивается безопасность взлета и посадки при всех состояниях водной поверхности, которые возможны в нормальных условиях эксплуатации, должна быть установлена и должна быть не меньше большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 VSR0, однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.
(2) Скорость ветра, при которой обеспечивается безопасность руления в любом направлении при всех состояниях водной поверхности, которые возможны в нормальных условиях эксплуатации, должна быть установлена и должна быть не менее большей из двух величин: 37 км/ч или 0,2 VSR0, однако не требуется, чтобы она превышала 46 км/ч.
25.239. Брызгообразование, управляемость и устойчивость самолета на воде
(a) Для гидросамолетов и самолетов-амфибий при взлете, рулении и посадке в условиях, указанных в пункте (b) данного параграфа, не должно быть:
(1) Брызгообразования, которое могло бы ухудшить обзор пилоту, вызвать повреждение конструкции или попадание внутрь самолета чрезмерного количества воды.
(2) Опасной неуправляемой тенденции к подныриванию, "козлению" или раскачиванию; или
(3) Зарывания в воду опорных поплавков или жабер, концов крыла, лопастей воздушного винта или других частей, которые не рассчитаны на выдерживание возникающих при этом гидравлических нагрузок.
(b) Соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть доказано:
(1) При состояниях водной поверхности от спокойного до самого неблагоприятного, определенных в соответствии с 25.231.
(2) При скоростях ветра и бокового ветра, течениях, волнах и качке, которые возможны при эксплуатации на воде.
(3) При скоростях, которые возможны при эксплуатации на воде.
(4) При внезапном отказе критического двигателя в любой момент при контакте с водной поверхностью.
(5) При всех весах и центровках, соответствующих предусмотренным условиям эксплуатации и загрузки, на которые запрашивается сертификат.
(c) При состояниях водной поверхности, указанных в пункте (b) данного параграфа, и при соответствующем ветре гидросамолет или самолетамфибия должен быть в состоянии дрейфовать в течение 5 мин с неработающими двигателями и (если это необходимо) с использованием якоря.
(a) Должно быть продемонстрировано в полете, что на самолете отсутствуют любые вибрация и бафтинг, которые препятствовали бы длительному безопасному полету в любых возможных эксплуатационных условиях.
(b) Должно быть продемонстрировано в полете, что на каждой части самолета отсутствуют чрезмерная вибрация на любой скорости полета вплоть до VDF/MDF и при любой мощности двигателей. Максимальные продемонстрированные скорости должны быть использованы при установлении эксплуатационных ограничений самолета в соответствии с 25.1505.
(c) За исключением случаев, предусмотренных пунктом (d) данного параграфа, в нормальном полете, включая изменения конфигурации в крейсерском полете, на самолете не должен возникать бафтинг, который был бы достаточно сильным для того, чтобы затруднять управление самолетом, вызывая чрезмерное утомление членов экипажа или повреждение конструкции. Допускается бафтинг в указанных пределах, который сигнализирует о приближении сваливания.
(d) При крейсерской конфигурации в прямолинейном полете с любой скоростью до VMO/MMO не допускается ощутимый бафтинг, за исключением бафтинга, который сигнализирует о приближении сваливания.
(e) На самолете, у которого MD > 0,6 или максимальная крейсерская высота более 7600 м, должны быть определены положительные маневренные перегрузки, при которых возникает ощутимый бафтинг или срабатывает сигнализация о приближении сваливания при крейсерской конфигурации самолета в диапазонах скорости или числа M, веса и высоты, подлежащих сертификации. Огибающие перегрузки, скорости, высоты и веса должны обеспечить достаточный диапазон скоростей и перегрузок для нормальной эксплуатации. Вероятные непреднамеренные превышения ограничений огибающих начала бафтинга (см. 25.207(c)) не должны приводить к опасным последствиям.
(a*) На крейсерских режимах полета, а также на режимах набора высоты и снижения по маршруту приращение перегрузки при выходе на границу бафтинга или на угол атаки асигн (что наступает раньше) не должно быть менее 0,3.
25.253. Скоростные характеристики
(a) Возрастание скорости и восстановление режима полета. Должно быть доказано соответствие следующим требованиям к характеристикам возрастания скорости и восстановления режима полета:
(1) 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 крейсерской скорости вплоть до VMO/MMO. Эти условия и характеристики включают завалы от порывов ветра, непреднамеренного перемещения органов управления, малого градиента усилий на рычаге управления относительно величины трения в системе управления, перемещения пассажиров в кабине, выхода в горизонтальный полет из режима набора высоты, а также от снижения с высоты, ограничивающей скорость по числу M, до высоты с ограничением по скорости.
(2) Учитывая время реакции пилота с момента эффективного естественного или искусственного предупреждения о выходе на ограничение по скорости, должно быть продемонстрировано, что самолет может быть приведен к нормальному пространственному положению, а его скорость снижена до VMO/MMO без:
(i) чрезмерных усилий или исключительного мастерства пилота;
(ii) превышения величин VD/MD, VDF/MDF или ограничений по прочности конструкции;
(iii) возникновения бафтинга, который мог бы привести к снижению для пилота возможностей считывать показания приборов или управлять самолетом для восстановления режима полета.
(3) Если самолет сбалансирован на любой скорости до VMO/MMO, то не должно быть обратной реакции на управляющее воздействие относительно любой оси при любой скорости до VDF/MDF. Любая тенденция к изменению тангажа, крена или рысканья должна быть мягкой и легко парируемой обычными методами пилотирования. Если самолет сбалансирован при VMO/MMO, не требуется, чтобы наклон кривой зависимости продольного усилия на рычаге управления от скорости был соответствующим устойчивости при скоростях выше VFC/MFC, но на всех скоростях вплоть до VDF/MDF должно быть толкающее усилие на рычаге управления и не должно быть резкого или чрезмерного уменьшения усилия на рычаге управления при достижении VDF/MDF.
(4) При выпуске воздушных тормозов на максимальный угол возможный при ручном управлении на любой скорости выше VMO/MMO до скорости, на которой при выполнении маневра выпуска воздушных тормозов не будет превышена скорость VDF/MDF (для самолета сбалансированного на скорости VMO/MMO) в полете должно быть продемонстрировано, что не возникает:
(i) кабрирующий момент выводящий самолет за эксплуатационные ограничения по перегрузке или углу атаки при невмешательстве пилота в управление самолетом по тангажу;
(ii) бафтинг, препятствующий пилоту управлять самолетом или считывать показания приборов;
(iii) пикирующий момент неприемлемый по оценке пилота.
(b) Максимальная скорость для характеристик устойчивости, VFC/MFC. Скорость VFC/MFC является максимальной скоростью, при которой должны выполняться требования 25.143(f), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177 и 25.181 при убранных закрылках и шасси. Эта скорость должна быть не менее величины, лежащей посередине 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 максимальной скорости.
25.255. Характеристики самолета при разбалансировке
(a) От начального состояния, когда самолет сбалансирован при крейсерских скоростях полета, вплоть до VMO/MMO, самолет должен иметь удовлетворительную устойчивость и управляемость при маневрах с разбалансировкой в направлениях на кабрирование и пикирование, которая является большей из:
(1) Трехсекундного движения системы продольной балансировки при ее нормальном темпе для конкретных условий полета без аэродинамической нагрузки (или эквивалентной разбалансировки для самолетов, которые не имеют привода в системе балансировки) или до ограничительного упора в системе балансировки, включая упоры, требуемые в 25.655(b) для управляемых стабилизаторов; или
(2) Максимальной разбалансировки, которую может создать автопилот при поддержании горизонтального полета на большой крейсерской скорости.
(b) В условиях разбалансировки, оговоренных в пункте (a) данного параграфа, когда нормальная перегрузка изменяется от +1 до положительных и отрицательных значений, оговоренных в пункте (c) данного параграфа:
(1) Кривая изменения усилий на рычаге продольного управления по перегрузке должна иметь отрицательный наклон при любой скорости полета вплоть до и включая VFC/MFC; и
(2) При скоростях полета между VFC/VFC и VDF/MDF не должно быть перемены знака усилия на рычаге продольного управления.
(c) За исключением оговоренных в пунктах (d) и (e) данного параграфа случаев, соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть продемонстрировано в полете в диапазоне перегрузок:
(2) от 0 до 2,0 и при экстраполяции приемлемым методом до -1 и +2,5.
(d) Если для показа соответствия используется метод, изложенный в пункте (c)(2) данного параграфа, и в ходе летных испытаний возникают предельно допустимые условия в отношении перемены знака усилия на рычаге продольного управления, то должны быть выполнены летные испытания в диапазоне от нормальной перегрузки, при которой обнаружено возникновение предельно допустимого условия, до применимого предела, указанного в пункте (c)(1) данного параграфа.
(e) В ходе летных испытаний, требуемых пунктом (a) данного параграфа, не требуется превышать эксплуатационные маневренные перегрузки, предписанные в 25.333(b) и 25.337, и маневренные перегрузки, связанные с вероятными непреднамеренными выходами за границы огибающих начала бафтинга, указанные в 25.251(e). Кроме того, скорости входа в режим для демонстраций в летных испытаниях значений нормальной перегрузки менее 1 должны быть ограничены величиной, необходимой для выполнения вывода из маневра без превышения VDF/MDF.
(f) В условиях разбалансировки, указанных в пункте (a) настоящего параграфа, для вывода самолета при превышении скорости вплоть до VDF/MDF должна иметься возможность создания перегрузки, равной, по крайней мере, 1,5 без превышения усилия на рычаге продольного управления 56,0 кгс, используя или только основное продольное управление, или основное продольное управление и систему балансировки. Если продольная балансировка используется для содействия созданию требуемой перегрузки, то при скорости VDF/MDF должно быть показано, что продольная балансировка может приводиться в действие в направлении на кабрирование с основной поверхностью управления, нагруженной до наименьшей из следующих воздействующих на поверхность управления сил в направлении на кабрирование:
(1) Максимальных усилий управления, ожидаемых в эксплуатации и указанных в 25.301 и 25.397.
(2) Усилий управления, потребных для создания перегрузки 1,5.
(3) Усилий управления, соответствующих бафтингу или другим явлениям такой интенсивности, которая является сильной преградой от дальнейшего приложения усилия к ручке основного продольного управления.
25B.1. Потребный на полет запас топлива
Потребный на полет запас топлива (ПЗТ) включает в себя основной и резервный запасы топлива.
(a) Потребный запас топлива должен обеспечивать возможность продолжения полета и посадки либо на аэродроме вылета, либо на аэродроме назначения, либо на ближайшем запасном аэродроме в случае возникновения в любой точке маршрута отказов функциональных систем самолета, непосредственно приводящих к ухудшению характеристик расхода топлива или вынужденному изменению плана полета.
Примечание. Для самолетов, имеющих более двух двигателей, требования данного пункта должны выполняться в случае последовательного отказа двух двигателей, независимо от расчетной вероятности его возникновения.
(b) Основной запас топлива (ОЗТ) - масса топлива, расходуемая при запуске и прогреве двигателя, рулении, взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке, определяется при принятых прогнозируемых условиях (температура наружного воздуха и скорость ветра по трассе), а также при выдерживании расчетных режимов и профиля полета.
В ЛР должны быть приведены характеристики расхода топлива, необходимые для определения основного запаса топлива в пределах ожидаемых условий эксплуатации данного типа самолета.
(c) Резервный запас топлива состоит из компенсационного и аэронавигационного запасов топлива.
(1) Аэронавигационный запас топлива (АЗТ) - масса топлива, необходимая для ухода на второй круг и выполнения полета на запасной аэродром с расчетной точки полета по маршруту в прогнозируемых метеоусловиях, на рекомендованной ЛР высоте со скоростью, соответствующей минимальному километровому расходу топлива; выполнения полета на режиме ожидания над запасным аэродромом в течение 30 мин; осуществления захода на посадку до высоты принятия решения.
В качестве расчетной точки, с которой выполняется полет на запасной аэродром, устанавливается высота принятия решения при заходе на посадку на аэродром назначения.
(2) Компенсационный запас топлива (КЗТ) - масса топлива, необходимая для компенсации погрешностей, связанных с точностью самолетовождения и топливоизмерительных систем, с разбросом индивидуальных характеристик эксплуатируемых самолетов и двигателей, с возможными отклонениями метеорологических условий от прогнозируемых, а также дополнительное количество топлива, необходимое для компенсации методических погрешностей расчета потребного на полет запаса топлива. Масса устанавливаемого компенсационного запаса топлива должна быть не менее 3% от массы основного запаса топлива. В ЛР должны быть приведены материалы, позволяющие определять величину КЗТ.
Характеристики самолетов, максимальная крейсерская высота которых выше 4200 м, должны обеспечивать возможность экстренного снижения до высоты 4200 м за время не более 4 мин без превышения установленных ЛР эксплуатационных ограничений.
Примечание. Время экстренного снижения определяется как интервал между моментом начала действий экипажа для подготовки к экстренному снижению и моментом достижения самолетом высоты 4200 м.
(a) Требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на соответствующие коэффициенты безопасности). Если нет других указаний, под заданными нагрузками подразумеваются эксплуатационные нагрузки.
(b) Если нет других указаний, нагрузки, действующие 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.
(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 конструкции самолета, должно быть принято во внимание влияние этих систем и их отказов при доказательстве соответствия требованиям разделов C и D.
25.303. Коэффициент безопасности
Если нет других указаний, 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, умножать на коэффициент безопасности не следует, если не указано иное.
25.305. 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 без разрушения в течение не менее 3 с. Однако, когда прочность конструкции подтверждена динамическими испытаниями, имитирующими реальные условия нагружения, требование о 3 с не применяется.
Статические испытания, проводимые до расчетной нагрузки, должны включать в себя перемещения и деформации от действия этой нагрузки. Если применяются аналитические методы подтверждения соответствия требованиям прочности под действием расчетной нагрузки, следует показать, что:
(1) Влияние деформации незначительно;
(2) Возникающие деформации полностью учитываются при расчете; или
(3) Применяемые методы и допущения достаточны для учета влияния этих деформаций.
(c) Когда упругость конструкции такова, что возможный в эксплуатации темп приложения нагрузок может вызвать напряжения выше соответствующих этим нагрузкам статических напряжений, должно быть учтено влияние такого темпа приложения нагрузок.
(e) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать любые вибрации и бафтинг, которые могут возникнуть при любых вероятных в эксплуатации условиях вплоть до скорости VD/MD, включая сваливание и возможные непреднамеренные выходы за границы огибающей начала бафтинга. Это должно быть показано расчетами, летными испытаниями или другими испытаниями, которые Компетентным органом будут признаны необходимыми.
(f) Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы выдерживать действующие на конструкцию вибрации, если они являются следствием таких повреждений, отказов или нарушений функционирования системы управления самолета, для которых не показана их практическая невероятность. Возникающие при этом нагрузки должны трактоваться в соответствии с требованиями 25.302.
25.307. Доказательства прочности
(a) Соответствие требованиям к прочности и деформациям, приведенным в настоящем разделе, должно быть показано для каждого критического случая нагружения. Подтверждение прочности конструкции только 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. 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.
(d) Если для подтверждения соответствия требованиям 25.305(b) используются статические или динамические испытания конструкции, в результаты испытаний следует вводить соответствующие поправочные коэффициенты на материалы, кроме тех случаев, когда испытываемая конструкция или ее части характерны тем, что несколько их элементов обеспечивают прочность конструкции и разрушение одного из них приводит к перераспределению нагрузки по другим элементам.
(a) Полетная перегрузка представляет собой отношение компонента аэродинамической силы, действующего 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 коммерческой нагрузки самолета, весов топлива и масла в пределах эксплуатационных ограничений, предписанных в ЛР.
(c) Должно быть рассмотрено достаточно большое количество точек на и внутри огибающей условий полета с тем, чтобы была уверенность, что получена максимальная нагрузка на каждую часть конструкции самолета.
(d) Основные силы, действующие на самолет, должны быть уравновешены точным или приближенным (в запас прочности) методом. При этом инерционные силы от линейных ускорений должны находиться в равновесии с тягой и всеми аэродинамическими нагрузками, а инерционные моменты от угловых (тангажных) ускорений - с моментами от тяги и от всех аэродинамических нагрузок, включая моменты, обусловленные нагрузками на такие части конструкции, как хвостовое оперение и мотогондолы. Должны быть рассмотрены критические величины тяги в диапазоне от нуля до максимальной продолжительной тяги.
РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ МАНЕВРОВ
И ПРИ ПОЛЕТЕ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ
25.331. Условия симметричных маневров
(a) Методика. Для расчета маневров, указанных в пунктах (b) и (c) данного параграфа, применяются следующие положения:
(1) В случаях, когда рассматривается резкое отклонение органов управления, расчетная скорость отклонения поверхности управления не должна быть меньше скорости, которую может создать пилот при помощи системы управления.
(2) При определении углов отклонения руля высоты и при распределении нагрузок по хорде в условиях выполнения маневров, указанных в пунктах (b) и (c) данного параграфа, должно быть принято во внимание влияние соответствующих угловых скоростей тангажа. Должны быть рассмотрены как условия сбалансированного полета, так и условия разбалансировки, определенные в 25.255.
(b) Условия установившегося маневра. В предположении, что самолет уравновешен с нулевым угловым ускорением относительно поперечной оси, рассматриваются условия маневра от позиции 1 до 7 на огибающей условий полета при маневрах, приведенной в 25.333(b).
(c) Условия маневра по тангажу. Должны быть исследованы условия, указанные в пунктах (c)(1) и (2) данного параграфа. Движение управляющих поверхностей по тангажу может быть уточнено с учетом ограничений по максимальным усилиям пилота, указанным в 25.397(c), по упорам в системе управления и по любым косвенным эффектам, вызванным ограничениями в выходных характеристиках системы управления (например, ограничения скорости отклонения бустеров).
(1) Максимальное отклонение управляющей поверхности на скорости VA. Самолет рассматривается на режиме установившегося горизонтального полета [позиция 8 в 25.333(b)] и штурвал (ручка) резко отклоняется с целью создания предельного положительного ускорения тангажа (кабрирования). При определении нагрузки на хвостовое оперение должна быть принята во внимание реакция самолета на отклонение поверхности управления. Не требуется рассматривать нагрузки на самолет, действующие после того, как нормальная перегрузка в центре тяжести достигнет значения, равного положительной эксплуатационной маневренной перегрузке, или нормальная составляющая результирующей нагрузки на оперение достигнет максимума, в зависимости от того, что наступает раньше.
(2) Контролируемый маневр между скоростями VA и VD. Должно быть рассмотрено выполнение следующих маневров при отклонении поверхностей управления тангажом. 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, при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.
; 
, но 
,
; 
и 
(см. 25.337).
Принимается, что маневры выполняются следующим образом: штурвал (ручка) резко отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, наиболее удаленного от исходного положения, прежде чем возвращается к нему. Зависимость отклонения штурвала (ручки) X по времени может быть представлена в виде:
,XM - амплитуда отклонения штурвала (ручки);
- круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем 
, где T = 4VA / V [с], а VA - расчетная маневренная скорость и V - рассматриваемая скорость; при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.
Как правило, достаточно проанализировать 3/4 периода отклонения, предполагая, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Амплитуда отклонения штурвала (ручки) XM подбирается так, чтобы максимальное значение перегрузки в центре тяжести самолета достигало величины не менее (по абсолютной величине), чем nII при начальном отклонении на себя или nIII при начальном отклонении от себя, если этому не препятствуют ограничения, указанные выше в пункте (c). Однако, если эти перегрузки не достигаются при максимально возможном с учетом ограничений в системе управления отклонении штурвала (ручки), следует расчеты провести при больших значениях XM, но фактические значения X устанавливаются с учетом этих ограничений ("усеченная синусоида").
Примечания: 1. Если аэродинамические характеристики самолета имеют существенную нелинейность, величину можно определять путем линеаризации характеристик при параметрах движения, соответствующих установившемуся горизонтальному полету. При этом следует дополнительно рассмотреть маневры при частотах, отличных от "линеаризированной" частоты на 
10% с соблюдением указанного ограничения.
2. Величину следует определять с учетом имеющейся на самолете системы автоматического управления (САУ) как при нормальном ее функционировании, так и при отказном состоянии.
25.333. Огибающая условий полета при маневрах
(a) Общие положения. Соответствие требованиям к прочности должно быть доказано при всех комбинациях воздушной скорости и перегрузки на и внутри огибающей условий полета при маневрах [диаграмма "V - n" в пункте (b) данного параграфа]. Эта огибающая должна быть также использована при определении эксплуатационных ограничений по прочности в соответствии с 25.1501.
(b) Огибающая условий полета при маневрах
25.335. Расчетные воздушные скорости
........................................................................... (b) Расчетная скорость пикирования VD. ...........................................................................
(i) Самолеты, не оборудованные системой защиты от превышения скорости: Самолет балансируется на скорости VC/MC. Самолет переводится в снижение с углом наклона траектории на 7,5° ниже первоначальной на 20 с, затем выводится из пикирования с созданием перегрузки до 1,5 (приращение перегрузки 0,5). Возрастание скорости при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Режим работы двигателей до начала вывода из пикирования выдерживается в соответствии с 25.175(b)(1)(iv); в момент начала вывода из пикирования допускается уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
(ii) Самолеты, оборудованные системой защиты от превышения скорости: В отличие от (b)(1)(i) возрастание скорости выбирается как большее из:
(A) Самолет сбалансирован на скорости VC/MC. Самолет переводится в снижение с углом наклона траектории на 7,5° ниже первоначальной. Продольное управление используется полностью для установления и удержания заданной траектории. Через 20 с после достижения новой траектории самолет выводится вручную с перегрузкой до 1,5 (приращение перегрузки 0,5) либо с большой перегрузкой, которая автоматически создается системой защиты при нейтральном положении рычага управления по тангажу. Возрастание скорости при выполнении этого маневра разрешается определять расчетным путем, если используются надежные или взятые с запасом аэродинамические данные. Режим работы двигателей до начала вывода из пикирования выдерживается в соответствии с 25.175(b)(1)(iv); в момент начала вывода из пикирования допускается уменьшение мощности и применение аэродинамических тормозных устройств, управляемых пилотом.
(B) Самолет балансируется в горизонтальном полете на скорости, меньшей VC/MC. Самолет переводится в снижение с углом наклона на 15° ниже первоначальной траектории (или максимально возможным углом снижения, обеспечиваемым системой защиты от превышения скорости, если он менее 15°) для достижения скорости VC/MC. Рычаг управления по тангажу может быть установлен в нейтральное положение после достижения VC/MC и до момента начала вывода из снижения. Вывод из снижения осуществляется через 3 с после срабатывания сигнализации о превышении скорости (по скорости, пространственному положению или др.) с перегрузкой 1,5 (приращение перегрузки 0,5) либо с большой перегрузкой, которая автоматически создается системой защиты при нейтральном положении рычага управления по тангажу, одновременно с уменьшением режима работы двигателей. Допускается использование любых средств торможения самолета, которые доступны для использования до максимальной скорости. Введение в действие каждого из этих средств должно быть последовательным с интервалом не менее 1 с.
25.335. Расчетные воздушные скорости
Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). Величины скоростей VS0 и VS1 должны определяться надежным образом.
(a) Расчетная крейсерская скорость VC. Для скорости VC принимаются следующие условия:
(1) Минимальная величина VC должна быть значительно больше VB, чтобы учесть непредвиденное увеличение скорости, которое может произойти в результате сильной турбулентности атмосферы.
(2) За исключением того, что указано в 25.335(d)(2), VC не может быть меньше, чем VB + 1,32Uref [Uref определяется в 25.341(a)(5)(i)]. Однако не требуется, чтобы VC превышала максимальную скорость в горизонтальном полете при максимальной продолжительной мощности на соответствующей высоте.
(3) На высотах, где скорость VD ограничена числом M, скорость VC также может быть ограничена выбранным числом M.
(b) Расчетная скорость пикирования VD. Расчетная скорость пикирования должна быть выбрана такой, чтобы VC/MC было не более 0,8 VD/MD, или такой, чтобы минимальный запас скорости между VC/MC и VD/MD был равен наибольшей из величин, определяемых согласно пунктам (b)(1) и (2) данного параграфа.
(1) См. стр. 44б
(2) Минимальный запас скорости должен быть достаточным на случай изменения атмосферных условий (таких, как горизонтальные порывы, по падание в струйные течения и холодные фронты), а также для учета погрешностей приборов и производственных отклонений в конструкции планера самолета. Эти факторы разрешается рассматривать на вероятностной основе. Однако на высоте, на которой величина MC ограничена явлениями сжимаемости, этот запас скорости по числу M должен быть не менее 0,07, если только меньший запас не определен рациональным анализом, учитывающим влияние имеющихся на самолете автоматических систем. В любом случае, этот запас не должен быть менее 0,05.
(c) Расчетная маневренная скорость VA. Для скорости VA принимаются следующие условия:
(1) Скорость VA не может быть меньше, чем 
, где:
n - максимальная эксплуатационная маневренная перегрузка при скорости VC;
VS1 - скорость сваливания при убранных закрылках.
(2) Скорости VA и VS1 должны быть определены при соответствующем расчетном весе и на рассматриваемой высоте.
(3) Не требуется, чтобы скорость VA была больше, чем VC, или чем скорость, при которой кривая, соответствующая CN max, пересекает линию максимальной эксплуатационной маневренной перегрузки (принимается меньшая из величин).
(d) Расчетная скорость при максимальной интенсивности порыва VB. Для определения скорости VB принимаются следующие условия:
(1) Скорость VB не может быть меньше, чем
, гдеVS1 - скорость сваливания при убранной механизации и рассматриваемом весе самолета, приведенная к единичной перегрузке при CN max, м/с;
CN max - максимальный коэффициент нормальной силы самолета;
VC - расчетная индикаторная крейсерская скорость, м/с;
Uref - эффективная индикаторная скорость порыва, определяемая согласно 25.341(a)(5)(i), м/с;
G/S - удельная нагрузка на крыло при рассматриваемом весе самолета, кгс/см2;
- коэффициент ослабления порыва;
- массовый параметр самолета;
- плотность воздуха, кгс.с2/м4;
b - средняя геометрическая хорда, м;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
- производная коэффициента нормальной силы самолета по углу атаки, 1/рад.
(2) На высотах, где VC ограничена числом M:
(i) скорость VB может быть выбрана так, чтобы обеспечить оптимальный запас относительно границ низко- и высокоскоростного бафтинга; и
(ii) не требуется, чтобы скорость VB была больше скорости VC.
(e) Расчетная скорость полета при выпущенной механизации крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы) VF. Для определения скорости VF принимаются следующие условия:
(1) Расчетная скорость полета для каждого положения механизации крыла [установленного в соответствии с 25.697(a)] должна быть значительно больше эксплуатационной скорости, рекомендуемой для соответствующего этапа полета (включая уход на второй круг), чтобы иметь возможность изменять скорость полета и положение механизации крыла.
(2) Скорость VF не может быть меньше, чем:
(i) 1,6.VS1 при взлетном положении механизации и при максимальном взлетном весе самолета;
(ii) 1,8.VS1 при механизации, отклоненной для захода на посадку, и при максимальном посадочном весе;
(iii) 1,8.VS0 при механизации в посадочном положении и при максимальном посадочном весе.
(3) Если применяется автоматическое управление положением механизации или устройство для ограничения нагрузок, можно принимать величины скоростей и соответствующие положения механизации, обеспечиваемые этим устройством.
(f) Расчетные скорости для тормозных устройств VDD. Выбранная расчетная скорость для каждого тормозного устройства должна быть значительно выше скорости, рекомендованной для эксплуатации устройства, чтобы учесть возможные изменения в регулировке этой скорости. Для тормозных устройств, предназначенных для применения при снижении с большой скоростью, значение VDD не должно быть меньше VD. Когда применяются автоматические средства управления положением тормозных устройств или ограничения нагрузки на них, должны приниматься в расчет скорости и соответствующие положения тормозного устройства, обеспечиваемые этими автоматическими средствами.
25.337. Эксплуатационные маневренные перегрузки
(a) За исключением случаев полета при максимальном (статическом) коэффициенте подъемной силы, предполагается, что самолет выполняет симметричные маневры, при которых действуют эксплуатационные маневренные перегрузки, указанные в данном разделе. Следует учитывать угловую скорость тангажа, соответствующую маневрам на кабрирование и установившимся виражам.
(b) Максимальная (положительная) эксплуатационная маневренная перегрузка 
для любой скорости вплоть до VD должна быть не меньше, чем 
, но величина не может быть меньше 2,5 и больше 3,8, где G - максимальный расчетный взлетный вес, кгс.
(c) Минимальная (отрицательная) эксплуатационная маневренная перегрузка для любой скорости вплоть до VD должна быть по абсолютной величине не меньше 1,0, т.е. 
.
(d) Меньшие, чем указанные в данном параграфе значения маневренных перегрузок, могут быть приняты в расчет лишь в том случае, если конструктивные особенности самолета делают невозможным превышение этих величин в полете.
25.341. Нагрузки от порывов и турбулентности
(a) Расчетные условия дискретного порыва. Предполагается, что в горизонтальном полете самолет подвергается воздействию симметричных вертикальных и боковых порывов. Возникающие в результате этого эксплуатационные нагрузки должны определяться следующим образом:
(1) Нагрузки на каждую часть конструкции должны быть получены из динамического расчета. При расчете следует принять во внимание нестационарные аэродинамические характеристики и все существенные степени свободы самолета, включая его движение как твердого тела.
(2) Форма порыва принимается в виде
для 
,s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;
Uds - индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (a)(4) данного параграфа, м/с;
H - длина участка нарастания порыва (расстояние от начала порыва до его максимального значения, измеренное вдоль траектории полета), м.
(3) На каждой из скоростей VC и VD следует рассмотреть достаточное число значений градиентных участков порыва H в диапазоне от 9,2 до 106,8 м с тем, чтобы найти критическую реакцию для каждой нагрузки.
(4) Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой:
, гдеUref - эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в пункте (a)(5) данного параграфа, м/с;
Fg - коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета и задаваемый в пункте (a)(6) данного параграфа.
(5) Рассматриваются следующие значения эффективных скоростей порывов:
(i) на расчетной скорости полета VC: на уровне моря положительная и отрицательная эффективная индикаторная скорость порыва равна 17,1 м/с. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно уменьшено от 17,1 м/с на уровне моря до 13,4 м/с на высоте 4570 м. Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно еще уменьшено с 13,4 м/с на высоте 4570 м до 7,95 м/с на высоте 15250 м;
(ii) на расчетной скорости VD: значение эффективной скорости порыва составляет 0,5 от значения, приведенного в пункте (a)(5)(i) данного параграфа.
(6) Коэффициент снижения порыва Fg должен линейно увеличиваться с высотой от величины на уровне моря до величины, равной 1,0, на максимальной эксплуатационной высоте (см. 25.1527). На уровне моря коэффициент снижения порыва в зависимости от профиля полета определяется следующим выражением:
;R1 - отношение максимального посадочного веса к максимальному взлетному весу;
R2 - отношение максимального веса без топлива к максимальному взлетному весу;
Zmo - максимальная высота полета, возможная в эксплуатации (см. 25.1527), м.
(7) Если при анализе нагружения учитывается система повышения устойчивости, при определении эксплуатационных нагрузок от действия порывов должны быть учтены все существенные нелинейности в работе системы.
(b) Расчетные условия непрерывной турбулентности. Должна быть принята во внимание динамическая реакция самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность. Расчетные условия непрерывной турбулентности для определения динамической реакции самолета должны быть приняты в соответствии с Приложением G.
25.343. Расчетные веса топлива и масла
(a) Должны быть рассмотрены все комбинации веса коммерческой загрузки самолета, весов топлива и масла в диапазоне от нулевого до выбранного максимального веса. Разрешается устанавливать резервный остаток топлива не больше, чем на 45 мин полета в условиях эксплуатации, указанных в 25.1001(e) и (f).
(b) Если резервный остаток топлива установлен, то он должен приниматься в качестве минимального веса топлива при доказательстве соответствия требованиям данного раздела к полетным нагрузкам. Кроме того:
(1) Расчет конструкции должен быть произведен без топлива и масла в крыле при эксплуатационных нагрузках, соответствующих:
(i) маневренной перегрузке, равной +2,25;
(ii) расчетным условиям порыва, определенным в 25.341(a), но при расчетных скоростях порывов, равных 85% от значений, заданных в 25.341(a)(4).
(2) При определении усталостных характеристик конструкции необходимо принять во внимание любое увеличение напряжений, полученных при расчетных условиях, указанных в пункте (b)(1) данного параграфа; и
(3) Требования, относящиеся к флаттеру, деформациям и вибрациям, также должны обеспечиваться при нулевом запасе топлива.
25.345. Устройства для увеличения подъемной силы
(a) Если во время взлета, захода на посадку или при посадке используется механизация крыла (закрылки, предкрылки или подобные им устройства для увеличения подъемной силы), для расчета принимается, что на скоростях вплоть до VF, указанной в 25.335(e), на самолет с механизацией, установленной в соответствующее положение, действуют нагрузки:
(1) При установившемся маневре - соответствующие положительным эксплуатационным перегрузкам вплоть до 2,0 и перегрузке 0 [см. позиции 5, 6, 7 в 25.333(b)].
(2) От восходящих и нисходящих порывов с индикаторной скоростью 7,6 м/с, направленных нормально траектории горизонтального полета. Нагрузки от порывов, приходящиеся на каждую часть конструкции самолета, должны быть определены рациональным расчетом. В расчете должны быть приняты во внимание нестационарные аэродинамические характеристики и движение самолета как твердого тела. Форма порыва определена в 25.341(a)(2), при этом принимается, что Uds = 7,6 м/с, H = 12,5b, где b - средняя геометрическая хорда крыла, м.
(1*) При контролируемом маневре - в соответствии с 25.331(c)(2) со следующими исходной и предельными перегрузками:
nI = 1,0; nII = 2,0 и nIII = 0.
(b) Самолет должен быть рассчитан при условиях, указанных в пункте (a) данного параграфа, за исключением того, что не требуется, чтобы перегрузка превышала 1,0, с учетом следующих условий, действующих раздельно:
(1) Спутной струи за воздушным винтом и за двигателем (двигателями), соответствующей максимальной продолжительной мощности при расчетной скорости с выпущенной механизацией крыла VF и взлетной мощности при скорости не менее, чем 1,4 критической скорости сваливания при рассматриваемом положении механизации и соответствующем максимальном весе.
(2) Встречного порыва с индикаторной скоростью 7,6 м/с.
(c) Если механизация крыла применяется в условиях полета по маршруту, принимается, что при механизации, находящейся в соответствующем положении на любой скорости вплоть до скорости полета, разрешенной для этих условий, самолет подвергается симметричным нагрузкам:
(1) От маневра с максимальной (положительной) эксплуатационной перегрузкой, указанной в 25.337(b).
(2) От дискретных вертикальных порывов, указанных в 25.341(a).
(d) Самолет должен быть рассчитан на нагрузки при установившемся маневре при максимальном взлетном весе с перегрузкой 1,5 и с механизацией крыла в посадочной конфигурации.
25.349. Условия вращения по крену
Самолет должен быть рассчитан на нагрузки при условиях вращения по крену, указанных в пунктах (a) и (b) данного параграфа. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны уравновешиваться моментом от инерционных сил точным расчетом или расчетом в запас.
(a) Маневр. Рассматриваются условия выполнения маневра при скоростях полета и углах отклонения элеронов (кроме тех случаев, когда отклонения могут быть ограничены усилием пилота или мощностью бустера) в комбинации с нулевой перегрузкой и с перегрузкой, равной 2/3 эксплуатационной маневренной перегрузки, принятой при расчете самолета на прочность. При определении потребных углов отклонения элеронов следует учитывать влияние упругости крыла в соответствии с 25.301(c).
(1) Должно быть исследовано вращение с установившейся скоростью крена. Кроме того, должно быть рассмотрено действие максимального углового ускорения для самолетов, имеющих двигатели или другие сосредоточенные вне фюзеляжа грузы. При вращении с угловым ускорением можно принять, что скорость крена равна нулю, если нет более точных данных об изменении маневра по времени, однако угловое ускорение более 3 рад/с2 не принимается.
(2) При скорости VA предполагается резкое отклонение элеронов до упора.
(3) При скорости VC угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не меньше достигнутой при условиях пункта (a)(2) данного параграфа.
(4) При скорости VD угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не менее 1/3 величины, достигнутой при условиях пункта (a)(2) данного параграфа.
(b) Несимметричные порывы. Предполагается, что самолет, находящийся в горизонтальном полете, подвергается воздействию несимметричных вертикальных порывов. Результирующие эксплуатационные нагрузки должны быть рассчитаны исходя из максимальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных непосредственно по 25.341(a), или из максимальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных косвенным путем по вертикальной перегрузке, рассчитанной по 25.341(a). При этом принимается, что на одну половину крыла действует 100% аэродинамической нагрузки, а на другую - 80%.
(a*) Маневр с выпущенной взлетно-посадочной механизацией. Рассматривается резкое отклонение элеронов на угол, лимитируемый конструктивным ограничением, максимальной мощностью бустера или максимальным усилием пилота, при скорости VF в сочетании с перегрузкой n = 1,5. Должно быть исследовано установившееся и неустановившееся вращение в соответствии с пунктом (a)(1) данного параграфа.
25.351. Условия маневра рыскания
Самолет должен быть рассчитан на нагрузки, полученные при маневре рыскания в условиях, указанных в пунктах (a), (b) и (d) данного параграфа на скоростях от VMC до VD. Неуравновешенные аэродинамические моменты относительно центра тяжести должны уравновешиваться моментами инерционных сил точным расчетом или расчетом в запас. При расчете нагрузок на оперение скорость рысканья может быть принята равной нулю.
(a) Предполагается, что у самолета, находящегося в режиме установившегося горизонтального полета с нулевым углом скольжения, орган управления рулем направления (педаль) резко отклоняется для получения результирующего отклонения руля направления, ограниченного:
(1) Упорами в проводке управления или на управляющей поверхности.
(2) Максимальным усилием бустера или эксплуатационным усилием пилота 136 кгс на скоростях от VMC до VA и 91 кгс на скоростях от VC/MC до VD/MD с линейным изменением усилия между VA и VC/MC.
(b) При отклонении педали, определяемом в пункте (a) данного параграфа, принимается, что самолет достигает максимального угла скольжения.
(d) При максимальном угле скольжения, определяемом в пункте (b) данного параграфа, принимается, что педаль резко возвращается в нейтральное положение.
25.361. Крутящий момент двигателя и вспомогательной силовой установки (ВСУ)
(a) Подмоторная рама каждого двигателя и ВСУ и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на следующие воздействия:
(1) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% максимальной эксплуатационной нагрузки (см. позицию 1 в 25.333(b)).
(2) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с максимальной эксплуатационной нагрузкой (см. позицию 1 в 25.333(b)); и
(3) Для турбовинтовых двигателей (в дополнение к условиям пунктов (a)(1) и (2) данного 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, действующий одновременно с нагрузками в горизонтальном полете с перегрузкой 1,0. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6.
(b) Для турбинных двигателей и ВСУ подмоторные рамы и конструкции, поддерживающие их, должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать воздействие:
(1) Максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя, рассматриваемой в качестве эксплуатационной, вызванной:
(i*) внезапной остановкой двигателя или ВСУ из-за неисправности, которая может проявиться во временной потере мощности или способности создавать тягу и которая может вызвать их останов в результате воздействия вибраций;
(ii*) максимальным угловым ускорением вращающихся частей двигателя или ВСУ.
(1*) Максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя (ВСУ), рассматриваемой в качестве расчетной, вызванной остановкой двигателя или ВСУ из-за разрушения конструкции, включая разрушение лопатки вентилятора;
(2*) Условия нагружения, определенные в пункте (b)(1*) данного параграфа, применяются также для конструкции крыла и фюзеляжа, на которой расположена силовая установка. При определении расчетных нагрузок, действующих на крыло и фюзеляж в этих условиях нагружения, принимается коэффициент безопасности 1,25.
(c) Эксплуатационный крутящий момент двигателя, указанный в пункте (a) данного параграфа, получается умножением среднего крутящего момента при заданной тяге и скорости на коэффициент 1,25 - для турбовинтовых двигателей.
(a*) При применении пункта (a) данного параграфа к турбореактивным двигателям эксплуатационный крутящий момент должен быть равен максимальному моменту, возникающему при максимальном угловом ускорении вращающихся частей двигателя.
25.363. Боковая нагрузка на установки двигателя и ВСУ
(a) Установка каждого двигателя и ВСУ и поддерживающая конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении и равную по крайней мере эксплуатационной перегрузке при полете со скольжением, но не менее 1,33.
(b) Боковая нагрузка, указанная в пункте (a) данного параграфа, может считаться не зависящей от других условий полета.
(a*) При расположении двигателя на крыле боковую нагрузку при направлении ее действия от оси самолета следует брать не менее, чем
,
- максимальное значение угловой скорости крена, полученное в соответствии с условиями, заданными в 25.349, рад/с;
r - расстояние в плане от центра тяжести двигателя до продольной оси самолета, м.
(b*) Следует также рассмотреть совместное действие указанной выше боковой нагрузки и нагрузки от веса двигателя.
25.365. Нагружение герметических кабин
Для самолетов с одним или более герметическими отсеками следует иметь в виду, что:
(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 предохранительного клапана.
(b) Следует учитывать распределение наружного давления в полете, концентрации напряжений и влияние усталости.
(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 допускаемого установкой предохранительного клапана максимального перепада давлений, умноженного на коэффициент 1,33 для самолетов, предназначенных для эксплуатации до высот 13700 м, и на 1,67 для самолетов, предназначенных для эксплуатации на высотах более 13700 м, при этом остальные нагрузки не учитываются.
(e) Каждая конструкция, а также ее составные компоненты или части, находящиеся внутри или снаружи герметического отсека, повреждение которых может повлиять на продолжение безопасного полета или посадку, должны быть рассчитаны так, чтобы на любой высоте полета выдерживать воздействие внезапного сброса давления через отверстие в любом отсеке вследствие любого из следующих условий:
(1) Проникновение в кабину части конструкции двигателя после разрушения двигателя.
(2) Появление отверстия в любом герметическом отсеке площадью вплоть до H0, однако, если нет достаточных оснований полагать, что отверстие будет ограничено малым отсеком, этот отсек может быть объединен с соседним герметическим отсеком и они оба могут рассматриваться как один отсек. Площадь отверстия H0 должна вычисляться по следующей формуле:
H0 - максимальная площадь отверстия, но не более 1,86 м2;
AS - максимальная площадь поперечного сечения герметической оболочки, перпендикулярного продольной оси, м2.
(3) Появление максимального отверстия, образующегося из-за поломок самолета или оборудования, для которых не показано, что они практически невероятны.
(f) При доказательстве соответствия требованиям пункта (e) данного параграфа для определения вероятности разрушения конструкции или проникновения обломков двигателя и вероятных размеров отверстий могут быть рассмотрены характеристики безопасного разрушения конструкции при условии, что также учитывается возможность неправильной эксплуатации герметизирующих устройств и непреднамеренное открытие дверей. Более того, результирующие нагрузки от перепада давления должны рациональным или надежным способом сочетаться с нагрузками, соответствующими горизонтальному полету, и с любыми нагрузками, возникающими в условиях аварийной разгерметизации. Эти нагрузки можно рассматривать как расчетные, однако любые деформации, связанные с этими условиями, не должны препятствовать продолжению безопасного полета и осуществлению посадки. Следует также учитывать изменение давления при работе вентиляции между отдельными отсеками кабины.
(g) Перегородки, полы и отсеки герметических кабин для пассажиров и членов экипажа должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать условия, определенные в пункте (e) данного параграфа. Необходимо принять разумные меры предосторожности, чтобы свести к минимуму возможность поломки тех частей самолета, которые могут поранить пассажиров и членов экипажа, находящихся на своих местах.
25.367. Несимметричные нагрузки при отказе двигателя
(a) Самолет должен быть рассчитан на несимметричные нагрузки, возникающие при отказе критического двигателя. Для самолетов с четырьмя и более двигателями, если не показано, что одновременная или последовательная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии самолета является практически невероятной, дополнительно необходимо рассмотреть такой отказ. Расчетные условия в этом случае согласовываются с Компетентным органом.
Самолеты должны быть рассчитаны с учетом вероятных корректирующих действий пилота на органы управления полетом (для турбовинтовых самолетов в сочетании с единичным отказом системы ограничения сопротивления воздушного винта - флюгирования) на следующие условия:
(1) В диапазоне скоростей от VMC до VD нагрузки, вызванные отказом двигателя из-за прекращения подачи топлива, следует рассматривать как эксплуатационные.
(2) В диапазоне скоростей от VMC до VC нагрузки, вызванные отсоединением компрессора двигателя от турбины или потерей турбинных лопаток, следует рассматривать как эксплуатационные, однако указанный в 25.303 коэффициент безопасности может быть уменьшен до 1,25.
(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 начинается в момент достижения максимального угла скольжения, но не ранее чем через 2 с после отказа двигателя. Величину корректирующего действия можно определять в соответствии с эксплуатационными усилиями пилота, которые приведены в 25.397(c), за исключением того, что можно брать меньшие усилия, если расчетом или испытаниями доказана достаточность этих усилий для парирования рысканья и крена, возникающих в указанных условиях отказа двигателя.
25.371. Гироскопические нагрузки
Конструкция, к которой крепится двигатель или ВСУ, должна быть рассчитана на нагрузки, включая гироскопические, возникающие в случаях, указанных в параграфах 25.331, 25.341(a), 25.349, 25.351, 25.473, 25.479 и 25.481, при работе двигателя или ВСУ на режиме максимальных оборотов, соответствующих условиям полета. Для соответствия этому параграфу маневр тангажа по 25.331(c)(1) должен выполняться, пока не будет достигнута положительная эксплуатационная маневренная перегрузка.
25.373. 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 условия симметричных маневров (см. 25.333 и 25.337), условия маневров рыскания (см. 25.351) и условия воздействия вертикальных и боковых порывов [см. 25.341(a)], при каждой конфигурации и при максимальной скорости полета, связанной с этой конфигурацией; и
(b) Если в этих устройствах предусматривается автоматическое управление или ограничение нагрузки, самолет должен быть рассчитан на условия маневра и действия порыва, которые указаны в пункте (a) данного параграфа, при таких скоростях полета и соответствующих положениях этих устройств, которые допускаются их механизмами.
НАГРУЗКИ НА ПОВЕРХНОСТИ И СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ
25.391. Нагрузки на поверхности управления. Общие положения
Поверхности управления должны быть рассчитаны на эксплуатационные нагрузки, возникающие в случаях полета, приведенных в параграфах 25.331, 25.341(a), 25.349, 25.351, 25.367, и в случаях действия ветра у земли, указанных в параграфе 25.415 с учетом следующего:
(a) Для нагрузок, параллельных оси шарниров - см. 25.393.
(b) Для нагрузок от усилий пилота - см. 25.397.
(c) Для действий нагрузок от триммеров - см. 25.407.
(d) Для несимметричных нагрузок - см. 25.427.
(e) Для нагрузок на вспомогательные аэродинамические поверхности - см. 25.445.
25.393. Нагрузки, параллельные оси шарниров
(a) Поверхности управления и кронштейны крепления шарниров должны быть рассчитаны на инерционные нагрузки, действующие параллельно 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; и
(3) G - вес отклоняющейся поверхности.
(a) Системы продольного, поперечного и курсового управления и управления торможением и их крепления должны быть рассчитаны на нагрузки, соответствующие 125% шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления, определенных при условиях, приведенных в 25.391.
(b) Не требуется, чтобы эксплуатационные нагрузки на систему управления, за исключением нагрузок, возникающих на земле от ветра, превышали нагрузки, которые могут быть созданы пилотом (или пилотами) и автоматическими или силовыми устройствами, действующими в этих системах.
25.397. Нагрузки на систему управления
(a) Общие требования. Предполагается, что эксплуатационные усилия, которые приведены в пункте (c) данного параграфа, прикладываются пилотом к соответствующим ручкам управления или педалям так, как это бывает в нормальной эксплуатации, и уравновешиваются в узле крепления системы управления к кабанчику поверхности управления.
(b) Нагрузки от усилий пилота. Аэродинамические нагрузки на отклоняющиеся поверхности управления и соответствующие им углы отклонения этих поверхностей не должны превышать нагрузок и углов, которые возникают в полете в результате приложения пилотом усилий, указанных в пункте (c) данного параграфа.
(c) Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом. Эксплуатационные усилия и моменты, прикладываемые пилотом, должны быть следующими:
штурвал <*> | 36D кгс.м <**> |
штурвал (несимметрично) <***> | |
--------------------------------
<*> Часть проводки управления элеронами, для которой этот случай является расчетным, должна быть также рассмотрена на действие одной тангенциальной силы, в 1,25 раза большей каждой из сил пары, вызывающей момент, определенный согласно данной таблице.
<***> Несимметричная сила прикладывается к одному из обычных мест захвата на штурвале управления.
(a*) При наличии в системе управления развязывающих пружинных тяг (РПТ), имеющих гарантированный запас упругого хода, расчетное усилие от РПТ в проводке управления за РПТ принимается как наибольшее из:
- усилия РПТ при ее обжатии, соответствующем перемещению проводки из одного крайнего положения в другое с коэффициентом безопасности 1,5;
- усилия начальной затяжки РПТ с коэффициентом безопасности 2,0.
(b*) Детали управления рулем направления должны быть дополнительно рассчитаны на эксплуатационные нагрузки от одного пилота по 136 кгс, приложенные одновременно на каждую педаль.
(c*) Одновременное действие элеронами и рулями (стабилизатором). Для общих устройств и деталей систем управления, общих кронштейнов и мест их крепления должно быть рассмотрено 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.
Величину этих нагрузок следует принять равной 75% эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения [см. 25.397(c)].
(d*) Дублированные участки проводки управления. Прочность каждой ветви дублированной проводки управления проверяется при приложении усилий, равных 65% от указанных в 25.397(c).
(a) Каждая система двойного управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующие в противоположных направлениях, при этом усилие каждого пилота должно быть не менее 0,75 величин усилий, указанных в 25.397.
(b) Система управления должна быть рассчитана на нагрузки от пилотов, действующие в одном направлении. В этом случае усилие каждого пилота должно составлять не менее 0,75 величин усилий, указанных в 25.397.
25.405. Вспомогательная система управления
(a) Вспомогательные системы управления, такие, как управление тормозами колес, интерцепторами, триммерами, двигателями и их крепление должны быть рассчитаны на вероятные максимальные усилия, которые пилот может приложить к органам управления этих систем. Можно использовать следующие данные:
рукоятки, штурвалы или рычаги <*> | (1 + 0,39R) · 7,57 кгс (R - радиус, см), не менее 32,5 кгс и не более 68 кгс (применительно к любому углу в пределах 20° к плоскости вращения органа управления) |
--------------------------------
<*> Относится к системам управления механизацией крыла, триммерами, стабилизатором, интерцепторами и шасси.
(a*) Для проверки прочности элементов систем управления двигателем, кранами и другими агрегатами, управляемыми малыми рукоятками, эксплуатационное усилие от руки для этих рукояток берется не менее 20 кгс.
(b*) На каждую тормозную гашетку (на педали) при управлении одним пилотом должна быть приложена эксплуатационная нагрузка 75 кгс. Точка приложения нагрузки - передняя кромка педали. При двойном управлении дополнительно производится проверка прочности при действии двух пилотов, каждый из которых прикладывает 75% указанной выше нагрузки.
Влияние триммеров при расчете поверхностей управления следует учитывать только тогда, когда нагрузки на поверхности ограничены максимальным усилием пилота. Считается, что триммеры отклонены так, что они облегчают управление самолетом. При этом углы отклонения триммеров:
(a) Для руля высоты должны соответствовать балансировке самолета в любой точке на положительном участке огибающей "V - n", как указано в 25.333(b), за исключением тех случаев, когда триммер дошел до упора.
(b) Для элеронов и руля направления должны соответствовать балансировке самолета для самых тяжелых условий действия несимметричной тяги и несимметричной нагрузки; следует учитывать также соответствующие монтажные допуски.
25.409. Вспомогательные поверхности управления
(a) Триммеры должны быть рассчитаны на нагрузки, возникающие при всех возможных комбинациях углов установки триммеров, положений основных поверхностей управления и скорости полета самолета (достигаемых без превышения условий нагружения в полете, предписанных для самолета в целом), когда эффект от триммеров противодействует усилию пилота, вплоть до величин, приведенных в 25.397(c).
При отсутствии надежных данных эксплуатационная нагрузка на триммер определяется по формуле
,q - максимальный скоростной напор, соответствующий скорости VD, кгс/м2;
Принимается, что центр давления аэродинамической нагрузки расположен на 40% хорды триммера от носка, а коэффициент безопасности равен 2,0.
(b) Аэродинамические компенсаторы должны быть рассчитаны на углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей управления.
(c) Сервокомпенсаторы должны быть рассчитаны на все углы отклонения, соответствующие условиям нагружения основных поверхностей управления от действия максимального усилия пилота при маневре. При этом следует учитывать возможное противодействие триммеров.
25.415. Условия нагружения от действия ветра на земле
(a) Необходимо обеспечить прочность системы управления на нагрузки, возникающие на поверхностях управления от действия ветра при стоянке и рулении с попутным и боковым ветром:
(1) Часть проводки управления, расположенная между упорами у поверхностей управления и органами управления в кабине, должна быть рассчитана на нагрузки, соответствующие эксплуатационным шарнирным моментам MШ, описанным в пункте (a)(2) данного параграфа. Не требуется, чтобы эти нагрузки превышали:
(i) нагрузки, которые определяются эксплуатационными усилиями пилота, указанными в 25.397(c) для каждого пилота в отдельности; или
(ii) 0,75 этих эксплуатационных нагрузок для каждого пилота при приложении нагрузки от обоих пилотов в одном направлении.
(2) Упоры системы управления вблизи поверхностей управления, стопоры системы управления, а также кабанчики поверхностей управления и части системы (если они имеются) между этими упорами, стопорами и кабанчиками должны быть рассчитаны на эксплуатационные шарнирные моменты MШ, определяемые по формуле
K - эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента от действия ветра на земле, приведенное в пункте (b) данного параграфа;
b - средняя хорда поверхности управления за осью вращения, м;
S - площадь поверхности управления за осью вращения, м2.
(b) Эксплуатационное значение коэффициента шарнирного момента K от действия ветра на земле определяется следующим образом:
| ||
| ||
| ||
--------------------------------
<*> Положительное значение K указывает на момент, стремящийся опустить поверхность, а отрицательное значение K - на момент, стремящийся поднять поверхность.
(a*) При оценке прочности поверхности управления можно принимать, что аэродинамическая нагрузка от действия ветра распределена по поверхности равномерно.
(b*) Дополнительно должен быть рассмотрен динамический эффект действия ветра на следующие поверхности управления:
(1) Стопорение которых осуществляется только с помощью силовых приводов и которые в процессе длительной стоянки из-за полного или частичного отсутствия жидкости в рабочей камере привода могут перемещаться при внешнем воздействии, рассматривается скорость ветра 40 м/с; или
(2) Которые после освобождения от стопорения в процессе руления при отсутствии противодействия пилота обладают свободой перемещения, рассматривается скорость ветра 15 м/с, или скорость ветра, разрешенная ЛР для взлета, посадки и руления, в зависимости от того, что больше.
25.427. Несимметричные нагрузки
(a) При расчете самолета на действие бокового порыва, при маневрах рыскания и вращения по крену следует учитывать несимметричные нагрузки на хвостовое оперение, возникающие из-за спутной струи и аэродинамической интерференции с крылом, вертикальным оперением и другими аэродинамическими поверхностями.
(b) Горизонтальное оперение должно быть рассчитано на следующие условия несимметричного нагружения:
(1) 100% максимальной нагрузки случая симметричного маневра по 25.331 и от вертикального порыва по 25.341(a) действует раздельно на поверхность по одну сторону от оси симметрии самолета; и
(2) 80% этих нагрузок - по другую сторону.
(c) Если горизонтальное оперение имеет поперечное V более 10° или расположено на вертикальном оперении, поверхности оперений и поддерживающие их конструкции должны быть рассчитаны на указанные в 25.341(a) порывы, действующие в любом направлении под прямым углом к траектории полета.
(a*) Необходимо рассмотреть совместное нагружение горизонтального и вертикального оперений во всех случаях, предусмотренных для изолированного симметричного нагружения горизонтального оперения в 25.331(b), (c), 25.341(a), 25.345(a) и для изолированного нагружения вертикального оперения - в 25.341(a) и 25.351. При этом нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперения следует определять в соответствии с указаниями, приведенными в пунктах (a*)(1) и (a*)(2) данного параграфа, принимая в каждом случае совместного нагружения одинаковые для этих оперений и приводящие к наиболее тяжелым условиям нагружения конструкции самолета режимы полета (скорость, высота, вес самолета и т.п.).
(1) Нагружение горизонтального оперения:
(i) при установившемся маневре в вертикальной плоскости нагрузки определяются при перегрузке
n - перегрузка рассматриваемого случая при изолированном нагружении;
nсовм - перегрузка при совместном нагружении;
(ii) нагрузки при неустановившемся маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированных случаях нагружения [см. 25.331(c)(2)], но при этом должны быть приняты следующие значения перегрузок nI; nII и nIII:
- при убранной взлетно-посадочной механизации:
; 
, но 
;- при выпущенной взлетно-посадочной механизации:
nI = 1; nII = 1,75; nIII = 0,25;
(iii) маневр на скорости VA [см. 25.331(c)(1)] совместно со случаями нагружения вертикального оперения не рассматривается;
(iv) нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений Uref, равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.341(a)].
(2) Нагружение вертикального оперения:
(i) нагрузки на вертикальное оперение при маневре определяются из расчетов, аналогичных расчетам в изолированном случае нагружения [(см. 25.351)], но при этом величина отклонения педали принимается равной 75% ее отклонения в изолированном случае;
(ii) нагрузки при полете в неспокойном воздухе определяются для значений Uref, равных 75% их значений при изолированном нагружении [см. 25.341(a)];
(iii) нагрузки на вертикальное оперение в совместных случаях нагружения допускается принимать равными 75% нагрузок, действующих при изолированном нагружении, а углы скольжения самолета и отклонения руля направления - 75% соответствующих углов для изолированного нагружения.
(3) При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений нагрузку на горизонтальное оперение следует принимать действующей несимметрично в соответствии с углом скольжения, определенным в рассматриваемом случае совместного нагружения. Несимметрию в распределении нагрузки между двумя половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний 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 [25.341(a), 25.351], и горизонтального оперения несимметричной нагрузкой. Суммарная нагрузка на горизонтальное оперение в этом случае равна уравновешивающей нагрузке горизонтального полета. Несимметрию в распределении нагрузки между половинами горизонтального оперения следует определять на основе испытаний в аэродинамических трубах при полном угле скольжения соответствующего случая нагружения вертикального оперения.
25.445. Вспомогательные аэродинамические поверхности
(a) Когда взаимное влияние между вспомогательными аэродинамическими поверхностями (например, концевыми поверхностями крыла, разнесенными поверхностями вертикального оперения и т.п.) и несущими поверхностями, на которых они установлены, существенно, это влияние следует учитывать во всех случаях нагружения при маневрах по тангажу, крену и рысканию и при воздействии указанных в 25.341(a) порывов, действующих в любом направлении под прямым углом к траектории полета.
(b) С целью учета несимметричного нагружения, если часть разнесенного вертикального оперения находится выше, а часть - ниже горизонтального, удельная нагрузка на вертикальное оперение (нагрузка на единицу площади), определяемая в соответствии с 25.391, распределяется следующим образом:
(1) 100% - на площадь вертикального оперения, расположенную выше (или ниже) горизонтального оперения;
(2) 80% - на площадь вертикального оперения, расположенную ниже (или выше) горизонтального оперения.
(a*) При отсутствии более надежных данных для доказательства соответствия требованиям 25.445(a) может быть использовано следующее:
(1) При распределении между разнесенными килями суммарных нагрузок на вертикальное оперение, определенных в соответствии с 25.341(a), 25.351 и 25.367, следует принимать, что 65% нагрузки приходится на один (левый или правый) киль и 35% нагрузки - на другой.
(2) Для самолета, имеющего горизонтальное оперение с разнесенным вертикальным оперением, должны быть учтены дополнительные нагрузки, действующие на каждую половину вертикального оперения из-за эффекта концевых шайб.
Закрылки, предкрылки, их механизмы управления и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть рассчитаны на критические нагрузки, возникающие в условиях, указанных в 25.345, в сочетании с нагрузками, возникающими при их перемещении из одного положения в другое и при изменении скорости полета.
25.459. Специальные устройства
Нагрузки на специальные устройства, имеющие аэродинамические поверхности (например, предкрылки, интерцепторы и т.д.), должны определяться по результатам испытаний.
(a) Нагрузки и уравновешивание. Для эксплуатационных наземных нагрузок:
(1) Эксплуатационные наземные нагрузки, определенные в соответствии с настоящим подразделом, следует считать внешними силами, приложенными к конструкции самолета; и
(2) В каждом указанном случае внешние нагрузки должны быть уравновешены инерционными силами и моментами рациональным или надежным способом.
(b) Положения центра тяжести. Положения центра тяжести в диапазоне, указанном в технических требованиях, должны выбираться так, чтобы были получены максимальные расчетные нагрузки в каждом элементе шасси. Должны быть рассмотрены продольные, вертикальные и поперечные изменения положения центра тяжести самолета. Разрешается не учитывать влияние поперечных смещений центра тяжести от продольной оси самолета, в результате которых нагрузки на элементы основного шасси и конструкцию самолета составляют не более 103% нагрузок при симметричном расположении центра тяжести при условии, что:
(1) Поперечные смещения положения центра тяжести обусловлены случайным размещением пассажиров или груза в фюзеляже или случайной несимметричной загрузкой или расходом топлива; и
(2) Предусмотрены соответствующие указания по загрузке произвольно размещаемых грузов в соответствии с 25.1583(c)(2) с тем, чтобы поперечные смещения центра тяжести не выходили за указанные пределы.
(c) Данные о размерах шасси. Основные размеры шасси указаны на рис. 1 Приложения A.
(a*) Если предполагается эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах, должны быть установлены максимально допустимые значения расчетных взлетного и посадочного весов, а также минимально допустимое значение прочности грунта, при котором разрешается эксплуатация. Возможно установление нескольких комбинаций расчетного взлетного веса и соответствующей ему прочности грунта в пределах от минимальной 
до максимальной, в качестве которой принимается 
= 15 кгс/см2.
Если взлетный и посадочный веса для эксплуатации на грунтовых аэродромах те же, что и для эксплуатации на аэродромах с искусственными покрытиями, анализ прочности может производиться только для условий эксплуатации на грунтовых аэродромах с учетом дополнительных указаний 25.473 и 25.491. Однако, если указанные веса существенно различаются, анализ должен производиться с учетом условий, предусмотренных как для эксплуатации на аэродромах с искусственными покрытиями, так и на грунтовых аэродромах для каждой принятой комбинации расчетного веса и прочности грунта.
25.473. Условия нагружения при посадке и предположения
(a) Для случаев посадки, указанных в параграфах 25.479 - 25.485, предполагается, что самолет касается земли:
(1) В положении, определенном в 25.479 и 25.481.
(2) При расчетном посадочном весе и:
(i) эксплуатационной скорости снижения, задаваемой в 25.473(a*) (условия, определяющие эксплуатационную энергию при расчетном посадочном весе);
(ii) максимальной скорости снижения, равной 1,225 величины, задаваемой в 25.473(a*) (условия, определяющие максимальную энергию при расчетном посадочном весе).
(3) При расчетном взлетном весе и эксплуатационной скорости снижения, равной 0,8 скорости, задаваемой в 25.473(a*) (условия, определяющие эксплуатационную энергию при расчетном взлетном весе).
(4) Предписанные скорости снижения могут быть изменены, если будет показано, что конструктивные особенности самолета делают невозможным достижение таких скоростей.
(b) Может быть принято, что подъемная сила не превышает веса самолета, если только наличие систем или процедур не влияет существенно на подъемную силу.
(c) Метод определения нагрузок на самолет и шасси должен учитывать по крайней мере следующее:
(1) Динамические характеристики шасси.
(2) Раскрутку колес и упругую отдачу.
(3) Реакцию самолета как твердого тела.
(4) Динамическую реакцию конструкции, если она существенна.
(d) Динамические характеристики шасси, принятые в расчетах посадки при условиях, заданных в 25.473(a), должны быть подтверждены при испытаниях согласно 25.723.
(e) Коэффициент трения между пневматиком и землей может быть определен с учетом скорости проскальзывания и давления в пневматике. Однако не требуется принимать этот коэффициент более 0,8 при поглощении эксплуатационной энергии и более 0,5 при поглощении максимальной энергии. Следует также рассмотреть нагружение самолета при коэффициенте трения, равном нулю.
(a*) Для определения эксплуатационной скорости снижения самолета при расчетном посадочном весе устанавливаются следующие условия:
(1) Приведенная вертикальная составляющая скорости самолета во время посадочного удара должна определяться как
, м/с,
- расчетная величина местного встречного уклона взлетно-посадочной полосы в зоне приземления самолета;
VL - посадочная скорость самолета в момент касания земли основными стойками шасси, принимаемая не менее 1,25VL1 [см. 25.479(a)(1)], м/с;
VV - вертикальная составляющая скорости самолета в момент касания земли, равная 1,5 м/с.
Допускается определение величины VV на основании специальных расчетов.
Для аэродромов с искусственным покрытием принимается = 0,025, а для подготовленных грунтовых взлетно-посадочных полос = 0,035. По согласованию с Компетентным органом допускается уточнение величины , исходя из предельных характеристик неровностей аэродромов, на которых предполагается эксплуатация самолета.
(2) Величину VЭV во всех случаях, указанных в пункте (a*) данного параграфа, менее 3,05 м/с принимать не следует.
Примечание. Для самолетов, у которых величина вертикальной скорости по формуле 25.473(a*)(1) превышает минимальное значение, указанное в 25.473(a*)(2), разрешается принимать VЭV = 3,05 м/с. Однако в этом случае должны быть определены дополнительные ограничения по применению самолета на различных аэродромах в зависимости от характеристик неровностей ВПП.
(b*) Для случаев поглощения максимальной энергии [см. 25.473(a)(2)(ii)] при определении расчетных нагрузок допускается принимать пониженный вплоть до 1,0 коэффициент безопасности. Если этот коэффициент принимается меньшим, чем 1,3, должно быть показано объективными данными, что при действии расчетных нагрузок не будут иметь место разрушения конструкции самолета и шасси или такое снижение их прочности, которое может привести к опасным последствиям.
Параграфы 25.479 - 25.485 включительно применяются к самолетам с общепринятым расположением основных и носового шасси или основных и хвостового шасси при обычной эксплуатации.
В 25.485(b) включены дополнительные условия нагружения многостоечного шасси: три основных стойки, одна из них центральная, расположенная в плоскости симметрии самолета.
25.479. Условия горизонтальной посадки
(a) Предполагается, что самолет в горизонтальном положении касается земли с параллельной земле составляющей скорости в пределах от VL1 до 1,25VL2 при условиях, указанных в 25.473. При этом:
(1) VL1 равна VS0 (истинной воздушной скорости) при соответствующем посадочном весе и при стандартных условиях на уровне моря.
(2) VL2 равна VS0 (истинной воздушной скорости) при соответствующих посадочном весе и высотах в жаркий день с температурой на 23 °C выше стандартной.
(3) Необходимо исследовать влияние увеличения посадочных скоростей, если предусматриваются посадки при попутном ветре более 5 м/с. Следует рассмотреть комбинации максимальных лобовых (по и против полета) нагрузок, возникающих при раскрутке колеса, и соответствующих им по времени вертикальных нагрузок, а также комбинацию максимальной вертикальной нагрузки и соответствующей ей по времени лобовой нагрузки.
(b) Для горизонтальной посадки самолета с хвостовым колесом условия, указанные в данном параграфе, рассматриваются при горизонтальном положении продольной оси самолета в соответствии с рис. 2 Приложения A.
(c) Для горизонтальной посадки самолета с носовым колесом (см. рис. 2 Приложения A) условия, указанные в данном параграфе, исследуются при следующих положениях самолета:
(1) Колеса основного шасси касаются земли, а носовое колесо находится в непосредственной близости от земли.
(2) Колеса носового и основного шасси касаются земли одновременно, если такое положение достижимо при заданных скоростях снижения и поступательного движения. Если такое положение недостижимо, следует рассмотреть нагрузки на носовую стойку при поглощении эксплуатационной и максимальной энергий, определенных в 25.473 и 25.723 соответственно.
(d) В дополнение к условиям нагружения, предписанным в пункте (a) данного параграфа, принимается:
(1) Шасси и конструкция, к которой оно крепится, должно быть рассчитано на максимальную вертикальную нагрузку в сочетании с силой, действующей назад и равной не менее 25% от вертикальной; должно быть также рассмотрено действие только максимальной вертикальной нагрузки.
(2) При посадке со сносом рассматриваются наиболее критические комбинации нагрузок, возникающих в этом случае. Рассматриваются следующие сочетания:
(i) вертикальные нагрузки равны 75% максимальных нагрузок при поглощении эксплуатационной 25.473(a)(2)(i) и максимальной 25.473(a)(2)(ii) энергий, а лобовые и боковые нагрузки принимаются соответственно:
- 40 и 25% от указанных выше вертикальных нагрузок при поглощении эксплуатационной энергии и 30 и 15% при поглощении максимальной энергии;
- лобовые нагрузки равны нулю, а боковые нагрузки определяются для рассматриваемых колес на основе экспериментальных данных по зависимости этих сил от вертикальных нагрузок и углов увода колес, равных 10° для условий поглощения эксплуатационной энергии и 5° для условий поглощения максимальной энергии.
(ii) обжатия амортизатора и пневматика равны 75% от обжатий при максимальной реакции земли по 25.473(a)(2). Этот случай нагружения не рассматривается при спущенных пневматиках.
(3) Вертикальные и лобовые нагрузки приложены к осям колес, а боковые - в точках контакта колес с землей.
25.481. Условия посадки с опущенным хвостом
(a) Предполагается, что при посадке с опущенным хвостом самолет касается земли с параллельной земле составляющей скорости, лежащей в пределах от VL1 до VL2 при условиях, указанных в 25.473. При этом:
(1) VL1 равна VS0 (истинной воздушной скорости) при соответствующем посадочном весе и при стандартных условиях на уровне моря.
(2) VL2 равна VS0 (истинной воздушной скорости) при соответствующих посадочном весе и высоте в жаркий день с температурой на 23 °C выше стандартной.
(3) Вертикальная и лобовая нагрузки приложены к оси основного колеса.
(b) Для условий посадки самолета с хвостовым колесом принимается, что основные и хвостовое колеса касаются земли одновременно (см. рис. 3 Приложения A). Рассматриваются следующие действия на хвостовое колесо реакций земли:
(2) Направленной вверх и назад через ось колеса под углом 45° к поверхности земли.
(c) Для условий посадки с опущенным хвостом самолет с носовым колесом рассматривается в положении либо с углом атаки, соответствующем сваливанию, либо с максимальным углом, который допускает клиренс до земли любой части самолета, кроме основных колес (см. рис. 3 Приложения A). В расчет принимается меньший угол.
(a*) Удар в хвостовую предохранительную опору (для самолетов с носовым колесом). Принимается, что самолет в положении, описанном в пункте (c) данного параграфа, касается полосы только хвостовой предохранительной опорой. Эксплуатационная величина вертикальной реакции земли должна определяться как максимальное усилие на опору при поглощении эксплуатационной энергии, равной 0,015G, кгс.м, где G - посадочный вес самолета, кгс. Амортизация предохранительной опоры принимается полностью обжатой. Наряду с вертикальной рассматривается горизонтальная реакция, действующая против полета в точке контакта и равная 0,8 вертикальной.
25.483. Условия посадки на одну стойку
Предполагается, что самолет находится в горизонтальном положении и земли касается одна стойка основного шасси (см. рис. 4 Приложения A). В этом положении самолета:
(a) Реакции земли для этой стойки шасси должны быть такими же, как указано в 25.479(d)(1).
(b) Неуравновешенные внешние нагрузки должны уравновешиваться инерцией самолета рациональным или надежным способом.
25.485. Условия действия боковой нагрузки
Дополнительно к 25.479(d)(2) должно быть рассмотрено следующее.
(a) Самолет находится в горизонтальном положении и земли касаются только основные колеса шасси (см. рис. 5 Приложения A).
(b) Боковая нагрузка, равная 0,8 вертикальной реакции и направленная внутрь к оси самолета (на одной стороне), и боковая нагрузка, равная 0,6 вертикальной реакции и направленная наружу от оси самолета (на другой стороне), должны быть приложены одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий горизонтальной посадки при поглощении эксплуатационной энергии [25.473(a)(2)(i)]. Следует также рассмотреть боковые нагрузки - одну, равную 0,5 вертикальной реакции и направленную внутрь к оси самолета (на одной стороне), и другую, равную 0,4 вертикальной реакции и направленную наружу от оси самолета (на другой стороне), - действующие одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли, определенных для условий горизонтальной посадки при поглощении максимальной энергии [25.473(a)(2)(ii)].
При многостоечном шасси на основную стойку, расположенную в плоскости симметрии самолета, боковая нагрузка, направленная в ту же сторону, что и на остальных стойках шасси и равная 0,7 вертикальной для условий поглощения эксплуатационной энергии и 0,45 вертикальной для условия поглощения максимальной энергии, действует одновременно с 0,5 максимальных вертикальных реакций земли на эту стойку при указанных выше условиях.
Эти нагрузки считаются приложенными в точках касания колес земли и уравновешиваются инерцией самолета. Лобовые силы считаются равными нулю.
(a*) Кроме того должны быть рассмотрены те же условия нагружения, что и в пункте (b) данного параграфа, но самолет принимается находящимся в положении с опущенным хвостом [см. 25.481(c)].
Для многостоечного шасси допускается рассматривать раздельное по времени нагружение основных стоек шасси, разнесенных вдоль продольной оси самолета.
(b*) Боковой удар в носовую стойку. Считается, что самолет находится в горизонтальном положении, а амортизация носовой стойки обжата в соответствии с приложенной нагрузкой.
(1) Величина вертикальной реакции земли определяется из условия поглощения носовой стойкой эксплуатационной и максимальной энергий соответственно. Она должна быть приложена в точке касания колеса (колес) земли и направлена вверх и вбок так, чтобы боковой компонент был равен 0,33 ее значения при поглощении эксплуатационной энергии и 0,25 при поглощении максимальной энергии.
(2) Для ориентирующегося или управляемого носового колеса может быть принято, что часть момента боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса, равная значению, задаваемому в пункте (b*)(3) данного параграфа, воспринимается на оси ориентировки, а остальная часть момента воспринимается парой сил на оси колеса. Если момент боковой силы относительно оси ориентировки носового колеса получается меньше значения, задаваемого в пункте (b*)(3) данного параграфа, то должны быть приняты величины момента и силы по пункту (b*)(3) данного параграфа.
(3) Если механизм управления или демпфер шимми стойки шасси снабжены 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.
25.487. Условия отскока 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 разжатом шасси и при отсутствии контакта с землей на подвижные части стоек шасси действует перегрузка 20,0. Эта перегрузка должна действовать в направлении движения подвижных частей стоек шасси, когда они достигнут их граничного положения при выдвижении относительно неподвижных частей шасси.
25.489. Условия управляемого движения по земле
Если не предписано иное, шасси и конструкция самолета должны быть проверены на случаи, указанные в параграфах 25.491 - 25.509, для самолета с расчетным рулежным весом (максимальный вес при управляемом движении по земле). Подъемная сила крыла может не учитываться. Предполагается, что амортизаторы и пневматики обжаты до их статического положения.
25.491. Руление, взлет и пробег
Предполагается, что в диапазоне заданных скоростей и расчетных весов конструкция самолета и шасси подвергаются воздействию нагрузок не ниже тех, которые возникают при движении самолета по наиболее неровной поверхности, которая может иметь место при нормальных условиях эксплуатации. Если предполагается эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах, следует рассмотреть с учетом 25.471(a*) условия нагружения при рулении, взлете и пробеге по таким аэродромам. При этом должно быть принято во внимание влияние податливости грунта на величины нагрузок на шасси.
25.493. Условия качения с торможением
(a) Самолет с хвостовым колесом рассматривается в горизонтальном положении, причем вся нагрузка действует на колеса основного шасси (см. рис. 6 Приложения A). Эксплуатационная вертикальная перегрузка равна 1,2 для расчетного посадочного веса и 1,0 для расчетного рулежного веса. Лобовая сила, равная вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена в точке соприкосновения колеса с землей.
(b) Для самолета с носовым колесом эксплуатационная вертикальная перегрузка равна 1,2 при расчетном посадочном весе и 1,0 при расчетном рулежном весе. Лобовая сила, равная вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8, действует одновременно с вертикальной реакцией и приложена к каждому тормозному колесу в точке его соприкосновения с землей. Следует рассмотреть следующие два положения (см. рис. 6 Приложения A):
(1) Самолет находится в горизонтальном положении, колеса касаются земли и нагрузки распределены между основными и носовой стойками шасси. Угловое ускорение относительно поперечной оси принимается равным нулю.
(2) Самолет находится в горизонтальном положении, земли касаются только колеса основного шасси; опрокидывающий момент уравновешивается силами инерции от углового ускорения.
(c) В расчете может быть принята лобовая сила меньшей величины, чем указано в данном параграфе, если будет доказано, что в любом вероятном случае нагружения нельзя получить суммарную силу торможения всех колес, оснащенных тормозами, равную 0,8 вертикальной реакции.
(d) Самолет с носовой стойкой шасси должен быть спроектирован так, чтобы противостоять нагрузкам, возникающим при динамическом тангажном движении из-за резкого приложения максимальных тормозных сил. Самолет рассматривается с расчетным взлетным весом, носовое и основные колеса касаются земли. Статическая вертикальная перегрузка в центре тяжести равна 1,0. Статическая реакция на носовую стойку рассматривается совместно с максимальным приращением вертикальной реакции, возникающей при приложении сил торможения, определяемых в пунктах (b) и (c) данного параграфа.
(e) При отсутствии более рационального метода расчета вертикальная реакция на носовую стойку по пункту (d) данного параграфа может быть определена по формуле
, гдеPН - вертикальная нагрузка на носовую стойку, кгс;
GВЗЛ - расчетный взлетный вес, кгс;
a - расстояние по горизонтали от центра тяжести самолета до центра носового колеса, м;
e - расстояние по горизонтали от центра тяжести самолета до линии, соединяющей точки касания основных колес, м;
h - расстояние по вертикали от центра тяжести самолета до земли при перегрузке 1,0, м;
- коэффициент трения, равный 0,8;
f - коэффициент динамичности, не принимаемый более 2,0; при отсутствии другой информации он может быть определен по формуле
, где
- отношение эффективного коэффициента демпфирования к критическому при колебаниях по тангажу самолета как жесткого тела относительно точки касания основных колес.
(a*) Если не предусмотрены меры, исключающие посадку с касанием земли заторможенными колесами, должно быть рассмотрено нагружение стоек шасси вертикальной реакцией, равной 0,75 от силы, полученной в соответствии с 25.479(d)(1) при условии поглощения эксплуатационной энергии, и лобовой силой, равной вертикальной реакции, умноженной на коэффициент трения 0,8 и приложенной только к тормозным колесам в точках соприкосновения их с землей.
Принимается, что самолет в статическом положении (см. рис. 7 Приложения A) 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, при этом обжатия амортизаторов и пневматиков каждой стойки принимаются соответствующими действующим на них вертикальным и боковым реакциям земли.
25.497. Рыскание хвостового колеса
(a) Принимается, что вертикальная реакция земли, равная статической нагрузке на хвостовое колесо, сочетается с равным по величине боковым компонентом.
(b) Если используется шарнирное соединение с вертикальной осью, принимается, что хвостовое колесо развернуто на 90° к продольной оси самолета от результирующей наземной нагрузки, проходящей через ось колеса.
(c) Если используется стопор, механизм управления или демпфер шимми, то принимается, что хвостовое колесо развернуто боковой нагрузкой, действующей в точке контакта с землей.
25.499. Рыскание носового колеса и управление им
(a) Принимается, что вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0, а боковая составляющая в точке соприкосновения носового колеса с землей равна 0,8 вертикальной реакции земли в этой точке.
(b) Принимается, что самолет находится в положении статического равновесия и на него действуют нагрузки, возникающие при одностороннем торможении колес основного шасси. Носовое шасси, узлы его крепления и конструкция фюзеляжа перед центром тяжести должны быть рассчитаны на следующие условия нагружения:
(1) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета равна 1,0.
(2) Направленная вперед нагрузка в центре тяжести самолета равна 0,8 от вертикальной нагрузки, действующей на одну стойку основного шасси.
(3) Боковые и вертикальные нагрузки на носовую стойку шасси в точке соприкосновения с землей определяются из условия статического равновесия.
(4) Боковая перегрузка в центре тяжести самолета равна нулю.
(c) Если нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, вызовут боковую нагрузку на носовую стойку шасси, которая будет больше 0,8 вертикальной нагрузки, за эксплуатационное значение боковой нагрузки на носовую стойку шасси разрешается брать величину, равную 0,8 от вертикальной нагрузки, причем неуравновешенные моменты рыскания в этих случаях уравновешиваются инерционными силами самолета.
(d) Для других частей самолета, кроме носового шасси, конструкции его крепления и конструкции передней части фюзеляжа, условия нагружения соответствуют пункту (b) данного параграфа, за исключением следующего:
(1) Если эффективная лобовая сила, равная 0,8 вертикальной реакции, не может быть достигнута ни при одном из возможных условий нагружения, разрешается принимать меньшую лобовую силу.
(2) Не требуется, чтобы нагрузка в центре тяжести самолета, направленная вперед, превышала максимальную лобовую силу на одну стойку основного шасси, определенную в соответствии с 25.493(b).
(e) Принимается, что при расчетном рулежном весе самолета и любом положении носового колеса на носовое шасси, узлы крепления его и носовую часть фюзеляжа действуют в процессе управления 1,33 полного крутящего управляющего момента в комбинации с 1,33 максимальной статической реакции на носовом колесе.
(a) Предполагается, что самолет, затормозив колеса основной стойки, расположенной с одной стороны, вращается вокруг этой стойки. Эксплуатационная вертикальная перегрузка должна быть равна 1,0, а коэффициент трения равен 0,8.
(b) Самолет находится в статическом равновесии, нагрузки приложены в точках соприкосновения с землей в соответствии с рис. 8 Приложения A (приведенный на рис. 8 крутящий момент следует принимать действующим как по, так и против часовой стрелки).
25.507. Реверсивное торможение
(a) Самолет стоит на трех точках. Горизонтальные реакции, параллельные земле и направленные вперед, должны быть приложены в точке соприкосновения тормозного колеса с землей.
Эксплуатационные нагрузки должны составлять 0,55 от вертикальной нагрузки на каждое колесо или равняться нагрузке, развиваемой 1,2 максимального статического тормозного момента. Из этих двух значений берется меньшая величина.
(b) На самолетах с носовым колесом опрокидывающий момент уравновешивается инерционными силами вращения.
(c) На самолетах с хвостовым колесом равнодействующая всех реакций земли должна проходить через центр тяжести самолета.
25.509. Нагрузки при буксировке
(a) Нагрузки при буксировке, указанные в пункте (d) данного 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 статическом положении.
(3) Усилие буксировки Fбукс равняется:
(i) 0,3GT, для GT, меньше, чем 13620 кгс;
(ii) (6GT + 204300) / 70 при GT от 13620 кгс до 45400 кгс; и
(iii) 0,15GT при GT свыше 45400 кгс.
GT - расчетный рулежный вес, кгс.
(b) Если узлы для буксировки расположены не на шасси, а вблизи плоскости симметрии самолета, то к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного усилия, определенного для вспомогательного шасси. Если буксировочные узлы расположены снаружи от основных стоек шасси, к ним прикладываются лобовые и боковые составляющие буксировочного усилия, определенного для основного шасси.
(c) Буксировочные нагрузки, указанные в пункте (d) данного параграфа, должны уравновешиваться следующим образом:
(1) Боковой компонент буксировочной нагрузки, которая прикладывается к основному шасси, должен быть уравновешен боковой силой на основное шасси, действующей по линии статического обжатия колес, к которым нагрузка приложена.
(2) Буксировочная нагрузка на вспомогательное шасси и лобовой компонент буксировочной нагрузки основного шасси должны быть уравновешены 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) Величины буксировочных нагрузок должны быть следующими:
(a*) На буксировочное 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 боковой силы принимается равной 0,05Fбукс. Однако:
(1) Если механизм управления или демпфер шимми снабжены предохранительным клапаном, боковая сила принимается не более усилия, которое на длине буксирного приспособления создает момент относительно оси ориентировки стойки, определяемый в 25.485(b*)(3).
(2) Если буксировка самолета производится только при работе системы управления носовой стойкой в режиме свободного ориентирования, величина боковой силы выбирается из момента необходимого 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 буксировочная нагрузка, задаваемая в пункте (d) данного параграфа.
(b*) В конструкции буксировочного приспособления должны быть предусмотрены предохранительные устройства. Величины разрушающих нагрузок для предохранительных устройств следует принимать не более эксплуатационных нагрузок, определяемых в пунктах (d) и (a*) данного параграфа. При буксировочном приспособлении с жесткой тягой предохранительные устройства должны работать как при растяжении, так и при сжатии.
25.511. Нагрузки на земле: несимметричные нагрузки на многоколесные стойки шасси
(a) Общие требования. Предполагается, что многоколесные шасси подвергаются на земле действию эксплуатационных нагрузок, указанных в настоящем разделе и в пунктах (b) - (f) данного параграфа. Кроме того:
(1) Тандемно расположенные стойки шасси рассматриваются как многоколесный блок (стойка).
(2) При определении общей нагрузки на настойку шасси при условиях пунктов (b) - (f) данного параграфа можно не принимать во внимание эксцентриситет равнодействующей, вызванный несимметричным распределением нагрузок на колеса.
(b) Распределение нагрузок между колесами при заряженных пневматиках. Распределение нагрузок между колесами шасси должно быть определено для всех условий посадки, руления и управляемого движения по земле, принимая во внимание следующие факторы:
(1) Число колес и их расположение. Для тележечных стоек шасси при определении максимальных нагрузок для передних и задних пар колес следует учитывать влияние качания тележки во время удара при посадке.
(2) Любые различия диаметров пневматиков, вызванные производственными допусками, разношенностью и износом пневматиков. Может быть принято, что максимальная разница в диаметрах пневматиков равна 2/3 наихудшей комбинации изменений диаметров, которая возможна при учете производственных допусков, разношенности и износа пневматиков.
(3) Неравномерность зарядного давления в пневматиках. Принимается, что максимальное изменение составляет 5% от номинального зарядного давления в пневматике.
(4) Плоская или выпуклая взлетно-посадочная полоса. Встречный уклон ВПП можно считать примерно равным 1,5% по отношению к горизонтали. Должно быть рассмотрено расположение носовой стойки как на уклоне, так и на плоской полосе.
(6) Любые конструктивные отклонения.
(c) Спущенные пневматики. Влияние спущенных пневматиков на прочность конструкции следует принять во внимание во всех случаях нагружения, указанных в пунктах (d) - (f) данного параграфа, учитывая реальное расположение элементов шасси. Кроме того:
(1) Следует учитывать падение давления в любом пневматике многоколесной стойки шасси и падение давления в любых двух наиболее нагруженных пневматиках, если стойка шасси имеет четыре или более колеса.
(2) Реакции земли прикладываются к колесам с заряженными пневматиками, за исключением случая, когда многоколесные блоки шасси имеют более одной амортстойки. В этом случае можно пользоваться рациональным распределением реакций земли между заряженными и спущенными пневматиками, принимая во внимание разницу в ходах амортизаторов, возникающую из-за спущенного пневматика.
(d) Условия посадки. При одном или двух спущенных пневматиках предполагается, что нагрузка, прикладываемая к каждой стойке шасси, составляет соответственно 60 и 50% эксплуатационной нагрузки, прикладываемой к каждой стойке шасси в рассматриваемом случае посадки. Однако для условий посадки со сносом в соответствии с 25.485(a) и (b) следует прикладывать 100% вертикальной нагрузки.
(e) Условия руления и управляемого движения по земле. При одном и двух спущенных пневматиках:
(1) Приложенная в центре тяжести боковая или лобовая перегрузка или обе одновременно должны иметь наибольшие критические значения вплоть до 50 и 40% соответственно от эксплуатационных величин боковой и лобовой перегрузок при наиболее тяжелых условиях нагружения при рулении и управляемом движении по земле.
(2) Для условий качения с заторможенными колесами, указанных в 25.493(a) и (b)(2), лобовые нагрузки на каждый заряженный пневматик должны быть не менее нагрузок, действующих на каждый заряженный пневматик при симметричном распределении нагрузок, когда нет спущенных пневматиков.
(3) Вертикальная перегрузка в центре тяжести самолета должна составлять соответственно 60 и 50% от перегрузки при всех заряженных пневматиках, но не должна быть менее 1.
(4) Условия вращения вокруг одной стойки шасси не рассматриваются.
(f) Условия буксировки. При одном и двух спущенных пневматиках нагрузка при буксировке Fбукс должна составлять соответственно 60 и 50% от нормированной нагрузки.
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 доказана безопасность от возникновения шимми.
25.519. Обеспечение поднятия на домкратах и расчаливания
(a) Общие положения. Самолет должен быть рассчитан на эксплуатационные нагрузки, полученные исходя из статических условий нагружения, приведенных в пункте (b) данного параграфа, а если применяется расчаливание, то и в пункте (c) данного параграфа, при наиболее критических комбинациях веса и центровки самолета. Должна быть определена максимально допустимая нагрузка в каждой точке под домкратом.
(b) Поднятие на домкратах. Самолет должен иметь приспособление для подъема на домкратах и выдерживать при установке на домкратах следующие эксплуатационные нагрузки:
(1) При установке домкратов под стойки шасси при максимальном стояночном весе самолета его конструкция должна быть рассчитана на вертикальную нагрузку, действующую в каждой точке поддомкрачивания и равную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.
(2) При установке домкратов под другие точки конструкции самолета при максимальном разрешенном весе для поднятия на домкратах:
(i) конструкция самолета должна быть рассчитана на вертикальную нагрузку, действующую в каждой точке поддомкрачивания и равную 1,33 вертикальной статической реакции в этой точке; данная нагрузка рассматривается отдельно и в комбинации с горизонтальной, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции;
(ii) узлы поддомкрачивания и местная прочность конструкции самолета должны быть рассчитаны на вертикальную нагрузку, равную удвоенной вертикальной статической реакции в каждом узле, действующей отдельно и в комбинации с горизонтальной нагрузкой, действующей в любом направлении и равной 0,33 вертикальной статической реакции.
Вес самолета и положение центра тяжести в каждом способе поддомкрачивания должны быть занесены в соответствующие Руководства.
(c) Расчаливание. Если предусмотрены узлы для расчаливания самолета, главные узлы и поддерживающая их конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационные нагрузки, возникающие в результате воздействия на самолет ветра со скоростью 40 м/с любого направления в горизонтальной плоскости, а в вертикальной плоскости - в диапазоне углов 15° относительно горизонтальной плоскости.
(a*) Поднятие самолета или его агрегатов стропами. Поднимаемая конструкция должна быть рассчитана на нагрузки от строп при статических условиях нагружения при вертикальной перегрузке в центре тяжести самолета (агрегата), равной 2,67.
(a) Гидросамолеты 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 скорости снижения при наиболее неблагоприятном состоянии водной поверхности.
(b) Если не проведен точный расчет гидродинамических нагрузок, следует пользоваться требованиями параграфов 25.523 - 25.537.
(c) Требования, изложенные в параграфах 25.523 - 25.537, распространяются на гидросамолеты и самолеты-амфибии обычной схемы с высоко расположенным крылом.
(a*) Конструкция должна выдерживать эксплуатационные нагрузки без остаточных деформаций, способных снизить аэродинамические либо гидродинамические характеристики или нарушить механическое функционирование любых элементов конструкции гидросамолета. Днища лодки, основных и вспомогательных поплавков не должны иметь остаточных деформаций, превышающих 0,5% наименьшего размера клетки днища.
(b*) Внешние нагрузки, определяемые в параграфах 25.523 - 25.537, задаются для основной конструкции жесткого самолета. Дополнительно должны быть определены нагрузки на такие агрегаты гидросамолета (самолета-амфибии), как: водяной руль, брызгоотражатели, створки и обтекатели шасси, буксировочные приспособления, узлы крепления гидросамолета при стоянке на воде, узлы главного перекатного шасси, узлы хвостовой тележки. Исключая гидросамолеты (самолеты-амфибии), для которых упругость конструкции может не приниматься во внимание, должна быть рассмотрена прочность конструкции с учетом динамического действия нагрузок при взлетах и посадках на взволнованную водную поверхность. Следует также оценить заявленные характеристики их мореходности.
25.523. 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 25.531, когда в качестве расчетного принимается расчетный взлетный вес с воды (максимальный вес при рулении и разбеге по воде).
(b) Положения центра тяжести. Должны быть рассмотрены такие расчетные положения центра тяжести в пределах, на которые запрашивается сертификат, чтобы на каждую часть конструкции гидросамолета были получены наибольшие возможные нагрузки.
(a*) Расчетные взлетные веса самолетов-амфибий при эксплуатации на воде устанавливаются независимо от соответствующих весов при эксплуатации с суши.
(a) Если иное не предусмотрено, на самолет в целом действуют нагрузки, соответствующие перегрузкам, приведенным в 25.527.
(b) При приложении нагрузок, соответствующих перегрузкам, задаваемым в 25.527, 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, приведенных в 25.533(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 25.531, подъемная сила крыла при ударе о воду принимается равной 2/3 веса гидросамолета и прикладывается в центре тяжести.
25.527. Перегрузки для лодки или основного поплавка
(a) Эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется следующим образом:
(1) Для случая посадки на редан
.(2) Для случая посадки на нос и на корму
.(1) nэ - эксплуатационная перегрузка при ударе о воду (т.е. величина гидродинамической силы, деленная на вес самолета);
(2) 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);
(3) VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;
(4) - угол килеватости по скуле сечения, в котором приложена гидродинамическая нагрузка (см. рис. 1 Приложения B);
(5) G - расчетный посадочный вес гидросамолета, кгс;
(6) k1 - эмпирический коэффициент, учитывающий распределение нагрузки по длине лодки (см. рис. 2 Приложения B);
(7) 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.
(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 B. Это уменьшение относится только к узлам крепления поплавков и конструкции самолета (а не к самим поплавкам).
25.529. Условия нагружения лодки и основного поплавка при посадке
(a) Симметричная посадка на редан, на нос и корму. Для симметричной посадки на редан, на нос и корму эксплуатационная перегрузка при ударе о воду определяется в соответствии с 25.527. Рассматриваются следующие условия нагружения:
(1) Для симметричной посадки на редан суммарная гидродинамическая сила прикладывается перпендикулярно килевой линии в центре тяжести площади нагружения, при этом нагрузка 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, на нос и корму.
(1) Нагрузка в каждом случае состоит из составляющих, действующих вверх и вбок, равных 0,75 и 
суммарной нагрузки в соответствующих случаях симметричной посадки.
(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 вертикальный компонент, перпендикулярно плоскости симметрии и посередине между линиями киля и скулы.
(c) Несимметричная посадка двухпоплавкового самолета. Несимметричную нагрузку образуют приложенные к редану каждого поплавка вертикальная составляющая, равная 0,75, и боковая составляющая, равная от симметричной нагрузки, предусмотренной 25.527. Боковая нагрузка направлена внутрь перпендикулярно плоскости симметрии поплавка в том же поперечном сечении, что и вертикальный компонент, и прикладывается на середине расстояния от киля до скулы.
25.531. Условия нагружения лодки и основного поплавка 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
,CТО - эмпирический коэффициент, равный 0,000895;
VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;
- угол килеватости днища у главного редана;
G - расчетный взлетный вес с воды, кгс.
25.533. Давление на днище лодки и основного поплавка
(a) Общие требования. В данном подразделе 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 (см. рис. 3 Приложения B). Давление у киля определяется следующим образом:
,k2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения B);
VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;
- угол килеватости у киля (см. рис. 1 Приложения B).
(2) Для лекального днища распределение давления по ширине днища до начала лекальной части принимается таким же, как для плоскокилеватого днища. Давление между скулой и началом развала изменяется по линейному закону (см. рис. 3 Приложения B). Давление у скулы определяется следующим образом:
,pск - давление по обрезу скулы, кгс/м2;
k2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения B);
VS1 - скорость сваливания при расчетном взлетном весе с воды с закрылками, отклоненными во взлетное положение, км/ч;
- угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.
(1*) Для более сложных форм сечения днища распределение давления в поперечном сечении принимается на основании специальных расчетных либо экспериментальных исследований.
(2*) Площадь, на которую действуют эти давления, не должна быть меньше квадрата размерами 400 x 400 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 
, кгс/м2.
(3*) Прочность клетки днища проверяется также на местное разрежение, которое в любой точке днища от носа до главного редана принимается равным p = 10000 кгс/м2, непосредственно за главным реданом p = 10000 кгс/м2, на втором редане p = 2500 кгс/м2. Распределение разрежения между первым и вторым реданами принимается по линейному закону.
(c) Распределенные давления. Для расчета шпангоутов, киля и бортов принимается следующее распределение давлений:
(1) Симметричное распределение
,C4 = 71,4 C1 (C1 определен в 25.527);
k2 - коэффициент распределения давления по длине лодки (поплавка) (см. рис. 2 Приложения B);
VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;
- угол килеватости соответствующего сечения днища по скуле.
(2) При несимметричном распределении давления с одной стороны от плоскости симметрии на днище действуют давления, указанные в пункте (c)(1) данного параграфа, с другой стороны - половина этих давлений (см. рис. 3 Приложения B).
(3) Эти давления прикладываются одновременно ко всему днищу лодки или поплавка и передаются на боковые стенки корпуса лодки или поплавка.
25.535. Нагрузки на вспомогательные поплавки
(a) Общие требования. Вспомогательные поплавки, узлы их крепления и опорные конструкции должны быть рассчитаны на случаи, предусмотренные данным разделом. При условиях, указанных в пунктах (b) - (e) данного 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) данного параграфа.
(b) Нагружение редана. Суммарная гидродинамическая сила прикладывается в плоскости симметрии поплавка перпендикулярно касательной к килю в точке, находящейся на 3/4 расстояния от редана до носа. Величина гидродинамической силы не должна превышать трехкратного водоизмещения полностью погруженного поплавка и определяется следующим образом:
,L - эксплуатационная гидродинамическая сила, кгс;
VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение, без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;
G - расчетный посадочный вес, кгс;
- 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) данного параграфа.
(d) Несимметричное нагружение редана. Гидродинамическая нагрузка состоит из компонента, равного 0,75, и бокового, равного 
, от нагрузки, заданной в пункте (b) данного параграфа. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посередине между линиями киля и скулы поплавка.
(e) Несимметричное нагружение носа. Гидродинамическая нагрузка состоит из компонента, равного 0,75 нагрузки, заданной в пункте (c) данного параграфа, и боковой составляющей, равной этой же нагрузки. Боковая нагрузка направлена перпендикулярно плоскости симметрии поплавка к лодке и от нее и приложена посередине 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:
VS0 - скорость сваливания с закрылками, отклоненными в посадочное положение без учета обдувки воздушными винтами, км/ч;
DП - 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 0,8VS0, 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 25.533, при k2 = 1,0 на всей длине поплавка. Угол килеватости, используемый при определении давлений на днище поплавка, указан в пункте (b) данного параграфа.
25.537. Нагрузки на крыло от погружения в воду и нагрузки на жабры
Нагрузки на крыло от погружения в воду и нагрузки на жабры должны основываться на данных, полученных по результатам испытаний.
(a) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы даже при повреждении самолета в приведенных ниже условиях аварийной посадки на землю или на воду обеспечивалась безопасность всех пассажиров и членов экипажа.
(b) Конструкция самолета должна быть такой, чтобы у пассажиров и членов экипажа имелась реальная возможность избежать серьезных ранений при аварийной посадке с незначительными разрушениями, когда:
(1) Правильно используются кресла, привязные ремни и другие средства обеспечения безопасности.
(2) Шасси убрано (когда это возможно); и
(3) На пассажиров и членов экипажа действуют раздельно относительно окружающей конструкции расчетные инерционные силы, соответствующие ускорениям:
(iii) в сторону 3,0g для планера и 4,0g для кресел и их креплений;
(c) Для оборудования, грузов в пассажирской кабине и любых других больших масс принимается следующее:
(1) Эти массы должны располагаться так, чтобы при их отрыве они:
(i) не причиняли непосредственное ранение пассажирам и членам экипажа;
(ii) не пробивали топливные баки или трубопроводы или не приводили к пожару или взрыву из-за разрушения близко расположенных систем;
(iii) не блокировали какие-либо спасательные средства, предназначенные для использования при аварийной посадке.
(2) Если такое размещение невозможно (например, двигатель и ВСУ расположены в фюзеляже), каждая такая масса и узлы ее крепления должны выдерживать нагрузки вплоть до приведенных в пункте (b)(3) данного параграфа. Местная прочность узлов крепления этих масс должна быть также обеспечена на нагрузки в 1,33 раза большие, если они подвержены значительному износу при частых перестановках (например, часто сменяемые предметы интерьера).
(d) Кресла и отдельные массы (и их опорная конструкция) под действием нагрузок вплоть до указанных в пункте (b)(3) данного параграфа не должны деформироваться, чтобы не создавать помехи последующей быстрой эвакуации пассажиров и экипажа.
25.562. Динамические условия аварийной посадки
(a) Кресло и привязная система на самолете должны быть рассчитаны, как предписано в данном параграфе, на обеспечение защиты каждого человека в условиях аварийной посадки, когда:
(1) Правильно используются кресла, поясные и плечевые привязные ремни, предусмотренные конструкцией; и
(2) Человек подвергается воздействию нагрузок, возникающих в условиях, предписанных в данном параграфе.
(b) Каждая типовая конструкция кресла, одобренная для использования членом экипажа или пассажиром во время взлета или посадки, должна успешно пройти динамические испытания или быть оценена посредством расчетного анализа на основе динамических испытаний кресла подобного типа в соответствии с каждым из следующих условий аварийной посадки. При проведении этих испытаний человека должен имитировать "сидящий" в нормальном вертикальном положении антропоморфологический испытательный манекен весом 77 кгс.
(1) Изменение направленной вниз вертикальной скорости (
) не менее чем на 10,7 м/с при наклоне продольной оси самолета на 30° вниз относительно горизонтальной плоскости без крена. Пиковая перегрузка на полу должна достигаться не позднее чем через 0,08 с после удара и составлять как минимум, 14.
(2) Изменение направленной вперед продольной скорости () не менее чем на 13,4 м/с при горизонтальном положении продольной оси самолета без крена и при угле рыскания 10° вправо или влево, в зависимости от того, что наиболее вероятно вызовет соскальзывание с плеча человека системы фиксации верхней части туловища (если таковая установлена). Пиковая перегрузка на полу должна достигаться не позднее чем через 0,09 с после удара и составлять как минимум 16. Если для крепления конструкций кресла к испытательному стенду используются напольные рельсы или напольные узлы крепления, эти рельсы или узлы крепления должны быть повернуты относительно смежного комплекта рельсов или узлов крепления не менее чем на 10° в вертикальной плоскости (т.е. должна быть нарушена их параллельность), при этом один из них должен быть "накренен" на 10°.
(c) В процессе динамических испытаний, проводимых в соответствии с пунктом (b) данного параграфа, измеренные параметры не должны превышать следующих показателей:
(1) Если для фиксации членов экипажа используются плечевые привязные ремни, то растягивающие нагрузки в одинарных ремнях не должны превышать 794 кгс. Если для фиксации верхней части туловища используются двойные ремни, то суммарная растягивающая нагрузка на ремни не должна превышать 907 кгс.
(2) Максимальная сжимающая нагрузка, измеренная между тазом и поясничной частью позвоночника антропоморфологического манекена, не должна превышать 680 кгс.
(3) Ремни фиксации верхней части туловища (если установлены) в процессе удара должны оставаться на плечах манекена.
(4) Поясной привязной ремень в процессе удара должен оставаться на тазе манекена.
(5) Каждый человек должен быть защищен от серьезной травмы головы в условиях, предписанных в пункте (b) данного параграфа. Если возможен контакт головы с креслом или другой конструкцией, то должна быть обеспечена такая защита, чтобы удар головой не превысил 1000 единиц критерия травмирования головы (HIC - Head Injury Criterion). Величина критерия травмирования головы определяется по формуле
,t1 - время начала интегрирования;
t2 - время окончания интегрирования;
a(t) - суммарное ускорение в зависимости от времени в процессе удара головой, где:
t - выражается в секундах и a - в единицах ускорения свободного падения (g).
(6) Если контакт с креслами или другим элементом конструкции может привести к травмам ног, должна быть обеспечена защита от осевых сжимающих нагрузок, превышающих 1020 кгс на каждое бедро.
(7) Кресло должно оставаться закрепленным во всех точках крепления, хотя его конструкция может быть деформирована.
(8) При испытаниях, установленных в пунктах (b)(1) и (b)(2) данного параграфа, кресла не должны деформироваться в такой степени, чтобы создавать помехи быстрой эвакуации людей из самолета.
25.563. Обеспечение прочности при вынужденной посадке на воду
Прочность элементов конструкции в условиях вынужденной посадки на воду должна быть обеспечена в соответствии с указаниями 25.801(e).
25.571. Оценка допустимости повреждений и усталостной прочности конструкции
(a) Общие положения. Оценка прочности, уровня проектирования и качества производства должна показать, что аварийной или катастрофической ситуации из-за усталости, коррозии, дефектов производства или случайного повреждения можно избежать в течение всего времени эксплуатации самолета. Эта оценка должна быть проведена для каждой части конструкции (такой, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, установка двигателя, шасси и их основные узлы крепления), разрушение которой может привести к аварийной или катастрофической ситуации в соответствии с требованиями пунктов (b) и (e) данного параграфа, а также для случаев, указанных в пункте (c) данного параграфа. При проведении оценки должны быть использованы соответствующие запасы (коэффициенты надежности). Для турбореактивных и турбовинтовых самолетов следует также провести анализ частей конструкции, повреждение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации, в соответствии с пунктом (d) данного параграфа.
(1) Каждый анализ, проводимый в соответствии с требованиями данного параграфа, должен основываться на:
(i) типовом спектре нагрузок, температур и влажностей, ожидаемых в эксплуатации;
(ii) перечне основных силовых элементов и отдельных узлов конструкции (и их критических мест), разрушение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации;
(iii) результатах испытаний, как правило, натурных, и расчетах основных силовых элементов конструкции и отдельных узлов, указанных в пункте (a)(1)(ii) данного параграфа.
(2) При проведении анализа, требуемого настоящим параграфом, можно использовать результаты испытаний и опыт эксплуатации самолетов аналогичной конструкции, принимая во внимание различие условий и методов эксплуатации.
(3) На основании результатов оценки, требуемой настоящим параграфом, должны быть предусмотрены осмотры или другие процедуры, необходимые для предотвращения аварийной или катастрофической ситуации; они должны быть включены в эксплуатационно-техническую документацию, разрабатываемую в соответствии с 25.1529. Начало осмотров и их периодичность должны быть установлены на основании расчета и/или испытаний по определению длительности роста трещин в предположении, что конструкция содержит начальный дефект максимально вероятного размера, который является результатом повреждения, внесенного при производстве или обслуживании, для следующих типов конструкций:
(i) для конструкций с однопутной передачей нагрузок;
(ii) для безопасно разрушающихся конструкций с многопутной передачей нагрузки и для безопасно разрушающихся конструкций со стопперами трещин, если не будет продемонстрировано, что потеря пути передачи нагрузки, частичное разрушение или задержка трещины будут до разрушения оставшейся конструкции обнаружены и отремонтированы в процессе нормального обслуживания, осмотров или других работ на самолете.
(4) Разработанная в соответствии с пунктом (a)(3) данного параграфа документация должна периодически уточняться на основе учета и анализа результатов исследований, испытаний и накапливаемого опыта эксплуатации самолетов данного типа. Должна быть определена процедура, обеспечивающая надежность и своевременность такого учета.
(b) Оценки допустимости повреждений. Оценка должна включать определение возможных мест и видов повреждений, связанных с усталостью, коррозией или случайным повреждением. В оценке должны быть учтены результаты расчетов прочности при действии статических и повторяющихся нагрузок, подтвержденные результатами испытаний, и (если имеется) опытом эксплуатации. Следует специально рассмотреть обширное усталостное повреждение для тех конструкций, для которых такой тип повреждения возможен. С помощью результатов достаточных натурных усталостных испытаний должно быть показано, что обширное усталостное повреждение не возникнет в течение проектного ресурса самолета. Сертификат типа может быть выдан до завершения натурных усталостных испытаний при условии, что имеется одобренный Компетентным органом план завершения требуемых испытаний и в эксплуатационно-технической документации, разрабатываемой в соответствии с 25.1529, указана предельно допустимая наработка (полеты, часы) самолета в эксплуатации, величина которой не должна превышать (с учетом эквивалентов) половины наработки, достигнутой при усталостных испытаниях. При определении степени повреждения для оценки остаточной прочности в любой момент эксплуатации должны учитываться возможность первоначального обнаружения повреждения и его последующего роста под действием переменных нагрузок. Оценка остаточной прочности должна показать, что сохранившаяся конструкция способна выдержать нагрузки (рассматриваемые как статические расчетные нагрузки), соответствующие следующим условиям:
(1) Эксплуатационным условиям симметричных маневров, указанным в 25.337 на всех скоростях вплоть до VC, и в 25.345.
(2) Эксплуатационным условиям при порывах ветра, указанным в 25.341 при всех предписанных скоростях вплоть до VC, и в 25.345.
(3) Эксплуатационным условиям при крене, указанным в 25.349, и эксплуатационным условиям при несимметричных нагрузках, указанным в 25.367 и 25.427 при скоростях до VC.
(4) Эксплуатационным условиям при полете со скольжением, указанным в 25.351(а), (b) и (d) при скоростях до VC.
(i) нормальному, ожидаемому в эксплуатации перепаду давления в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением, действующим одновременно с полетными нагрузками, указанными в пунктах (b)(1) - (b)(4) данного параграфа, если они оказывают значительное влияние;
(ii) максимальной величине нормального, ожидаемого в эксплуатации избыточного давления (включая ожидаемое внешнее аэродинамическое давление при перегрузке 1,0), умноженной на коэффициент 1,15 без учета всех других нагрузок.
(6) Для шасси и частей конструкции планера, находящихся под непосредственным воздействием сил на шасси, - эксплуатационным условиям нагружения, указанным в параграфах 25.473, 25.491 и 25.493.
Должны быть рассмотрены также другие сочетания нагрузок, если они являются расчетными для определенных элементов конструкции.
Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждений с учетом требований 25.629(b)(2).
(c) Оценка безопасного ресурса по условиям усталости. Выполнение указаний, изложенных в пунктах (a)(3) и (b) данного параграфа, в том числе по установлению сроков осмотров, не требуется, если Заявитель докажет, что требования допустимости повреждений для данной конструкции практически невыполнимы. Для такой конструкции должно быть показано соответствующим анализом на основании результатов испытаний и расчетов, что она способна выдерживать переменные нагрузки, ожидаемые в пределах срока службы, без возникновения обнаруживаемых повреждений.
(d) Усталостная прочность при акустических нагрузках. Расчетом, подтвержденным результатами испытаний или опытом эксплуатации самолетов аналогичной конструкции и с аналогичными условиями по акустическим нагрузкам, должно быть показано, что:
(1) Появление усталостных трещин от акустических нагрузок в любой детали конструкции самолета, подверженной акустическому воздействию, не является вероятным; или
(2) Аварийная или катастрофическая ситуация из-за трещин от акустических нагрузок в предположении, что нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, приложены ко всем зонам, где возможно возникновение этих трещин, не является вероятной.
(e) Оценка допустимого повреждения (дискретный источник). Конструкция самолета должна быть такой, чтобы было обеспечено успешное завершение полета, во время которого возможно ее повреждение в результате:
(1) Столкновения с птицей (условия нагружения - см. 25.631).
(2) Удара нелокализованной лопастью вентилятора.
(3) Разлета нелокализованных обломков двигателя; или
(4) Разлета нелокализованных обломков агрегатов с роторами, обладающими большой кинетической энергией.
Поврежденная конструкция должна выдерживать статические нагрузки (рассматриваемые как расчетные), которые разумно ожидать во время происшествия и в процессе завершения полета. Рассматривать динамический эффект от этих статических нагрузок не требуется. Корректирующие действия пилота после происшествия, такие, как ограничение маневрирования, обход турбулентности и уменьшение скорости, могут рассматриваться. Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждения с учетом требований 25.629(b)(2).
(a) Самолет должен быть защищен от аварийных и катастрофических воздействий молнии и статического электричества.
(b) Для металлических деталей соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть подтверждено:
(1) Правильной металлизацией деталей с планером; или
(2) Таким проектированием деталей, чтобы удар молнии не подвергал опасности самолет.
(c) Для неметаллических деталей соответствие требованиям пункта (a) данного параграфа должно быть подтверждено:
(1) Таким проектированием деталей, которое сводит до минимума влияние удара молнии; или
(2) Использованием приемлемых средств отвода результирующего электрического тока так, чтобы не подвергать опасности самолет.
(a*) Испытания и расчеты на воздействие молнии следует производить исходя из условий воздействия на самолет электрических разрядов, приведенных в Приложении к данному параграфу.
(1) Металлические элементы конструкции самолета, по которым возможно протекание тока молнии, должны быть соединены в общую электрическую массу. Проводники, соединяющие эти элементы конструкции, при изготовлении их из меди должны иметь поперечное сечение не менее 6 мм2, а при изготовлении из другого материала - иметь эквивалентную проводимость.
Электрическое сопротивление в местах контакта между элементами конструкции должно быть не более 600 мкОм для неподвижных и не более 2000 мкОм для подвижных соединений. В самолетной документации должна быть представлена схема размещения этих проводников или таблица сопротивлений металлизации с указанием контрольных точек и величин максимальных допустимых сопротивлений между ними.
(2) При прохождении тока молнии по корпусу самолета не должно быть отказов или ложных срабатываний функциональных систем и устройств, которые могут привести к аварийной или катастрофической ситуации.
(3) На самолете должны быть предусмотрены меры (электростатические разрядники, покрытия, перемычки и пр.), обеспечивающие стекание электростатического заряда при полетах в облаках слоистых форм и в осадках без нарушения нормальной работы радиоэлектронного оборудования.
(4) При конструировании и размещении антенн, воздействие молнии на которые может привести к аварийной или катастрофической ситуации, должны быть приняты необходимые меры по их защите.
(5) При приземлении общая масса самолета должна автоматически соединиться с ВПП, при этом сопротивление заземляющего устройства не должно превышать 107 Ом.
(6) На самолетах должно быть предусмотрено устройство с сопротивлением не более 0,5 Ом для подсоединения к наземному контуру заземления при стоянке самолета.
Разработку элементов конструкции и оборудования, стойких к воздействию молнии, а также их испытания следует проводить исходя из условий воздействия на самолет импульса тока, представленного на рис. 1. Порядок применения составляющих A, B, C, D определяется для каждого конкретного случая, при этом могут использоваться как отдельные составляющие, так и сочетания двух или более составляющих.
1. Составляющая A (импульс тока первого обратного разряда) имеет амплитуду (200 10%) кА, интеграл действия 
А2.с и время воздействия до 500 мкс.
Эта составляющая может быть как униполярной, так и колебательной формы.
В обоснованных случаях испытания проводятся при максимальной скорости нарастания тока 1011 А/с.
2. Составляющая B (промежуточный ток) имеет среднюю амплитуду (2 10%) кА при длительности до 5 мс и переносимом заряде (10 10%) Кл. Эта составляющая должна быть униполярной: прямоугольной, экспоненциальной или линейно спадающей.
3. Составляющая C (постоянный ток) имеет амплитуду от 200 до 800 А при длительности от 0,25 до 1 с и переносимом заряде (200 20%) Кл. Эта составляющая должна быть униполярной: прямоугольной, экспоненциальной или линейно спадающей.
4. Составляющая D (ток повторного разряда) имеет амплитуду (100 10%) кА и интеграл действия 0,25 '106 20%. А2.с эта составляющая может быть как униполярной, так и колебательной формы с временем воздействия до 500 мкс.
Рис. 1. Форма и параметры тока молнии
интеграл действия (2 106) 20% А2.с
максимальный переносимый заряд (10 10%) Кл
средняя амплитуда тока (2 10%) кА
переносимый заряд (200 20%) Кл
интеграл действия (0,25 106) 20% А2.с
Раздел D - ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ
Конструкция самолета не должна иметь таких особенностей и частей, которые, как показал опыт, создают аварийные условия или являются ненадежными. Пригодность таких вызывающих сомнение частей и деталей должна определяться путем соответствующих испытаний.
Пригодность и долговечность материалов, используемых для изготовления деталей, поломка которых может отрицательно повлиять на безопасность, должны:
(a) Определяться по опыту или путем испытаний.
(b) Соответствовать утвержденным техническим условиям (ТУ отраслей промышленности, военным ТУ или техническим стандартам), гарантирующим прочность и другие свойства, принятые в расчетных данных; и
(c) Оцениваться с учетом влияния окружающих условий, ожидаемых в эксплуатации, таких, как температура и влажность.
25.605. Технология производства
(a) Применяемая технология производства должна обеспечивать постоянство необходимого качества изготовления конструкции. Если производственные процессы (такие, как склеивание, точечная сварка, термообработка) требуют строгого контроля для достижения цели, то эти процессы должны выполняться в соответствии с утвержденными технологическими условиями.
(b) Каждый новый технологический процесс изготовления самолета должен быть обоснован исследованиями, определяемыми специальной программой испытаний.
(a) Все снимаемые болты, винты, гайки, шпильки и другие снимаемые крепежные детали должны иметь два независимых контрящих устройства, если выпадение этих крепежных деталей может:
(1) Помешать продолжению полета и посадке в пределах расчетных ограничений самолета и при обычной квалификации и силе пилота; или
(2) Привести к снижению управляемости по тангажу, рысканию или крену или к снижению чувствительности по сравнению с той, которая требуется в разделе B настоящих Норм.
(b) Крепежные детали, перечисленные в пункте (a) настоящего параграфа, и их контрящие устройства не должны ухудшаться от воздействия окружающих условий в месте их установки.
(c) Самоконтрящиеся гайки не разрешается использовать на болтах, подверженных вращению во время эксплуатации, если помимо самоконтрящего устройства не будет применено контрящее устройство нефрикционного типа.
25.609. Защита элементов конструкции
Каждый элемент конструкции должен быть:
(a) Соответствующим образом защищен от снижения или потери прочности в процессе эксплуатации по любой причине, включая:
(b) Обеспечен достаточными средствами вентиляции и дренажирования, если это необходимо для защиты.
Должны быть обеспечены осмотр и проверка, (включая осмотр основных элементов конструкции и систем управления); замена компонентов самолета, обычно требующих замены; регулировки и смазки, необходимые для поддержания летной годности. Способы проведения осмотров и проверок любого из этих элементов конструкции и систем управления, должны быть пригодны для проведения периодического осмотра и проверки. Средства неразрушающего контроля элементов конструкции могут применяться, когда непосредственного визуального контроля недостаточно и, если показана эффективность такого контроля и технология его выполнения представлена в Руководстве по технической эксплуатации в соответствии с требованиями 25.1529.
25.613. 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 характеристик материала следует выбирать таким образом, чтобы уменьшить вероятность разрушений конструкции из-за непостоянства свойств материалов. За исключением требований, приведенных в пунктах (e) и (f) настоящего параграфа, соответствие должно быть показано путем 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) Должно учитываться влияние условий окружающей среды, таких как температура и влажность, на расчетные значения, применяемых в ответственных элементах или узлах конструкции материалов, если в диапазоне условий эксплуатации самолета это влияние является существенным.
(d) Для обеспечения возможности выполнения расчетных оценок в соответствии с требованиями параграфа 25.571 должны быть определенны номенклатура и статистически обоснованные уровни расчетных характеристик усталости и трещиностойкости материалов конструкции.
(e) Могут быть использованы более высокие расчетные значения характеристик материала, если производится "дополнительный отбор" материала, при котором подвергается испытаниям образец-свидетель каждого отдельного элемента перед его использованием, в целях подтверждения, что фактические прочностные свойства этого конкретного элемента будут равны или больше тех, которые использованы в расчете.
(f) Могут быть использованы другие расчетные значения характеристик материала, если они одобрены Компетентным органом.
25.619. Специальные дополнительные коэффициенты безопасности
Коэффициент безопасности, предписанный в 25.303, следует умножать на соответствующие максимальные коэффициенты безопасности, предписанные в параграфах 25.621 - 25.625, для каждой детали конструкции, прочность которой:
(b) Может ухудшиться в процессе эксплуатации до плановой замены; или
(c) Может значительно изменяться вследствие несовершенства технологических процессов или методов контроля.
25.621. Коэффициенты безопасности для отливок
(a) Общие положения. Коэффициенты безопасности, испытания и проверки, указанные в пунктах (b) - (d) данного параграфа, должны применяться в дополнение к тем, которые необходимы для проведения контроля качества отливок. Проверки должны проводиться в соответствии с утвержденными техническими условиями. Пункты (c) и (d) данного параграфа относятся к любым конструкционным отливкам за исключением тех, которые испытываются под давлением как детали гидросистемы или пневмосистемы и не воспринимают нагрузок, действующих на конструкцию самолета.
(b) Напряжения в опорах и опорные поверхности. Коэффициенты безопасности для отливок, указанные в пунктах (c) и (d) данного параграфа:
(1) Могут не превышать 1,25 для напряжений в опорах независимо от применяемого метода контроля; и
(2) Не требуется применять к опорным поверхностям детали, у которой коэффициент безопасности в опорах превышает коэффициент безопасности для отливок.
(c) Критические отливки. Нижеследующие условия относятся ко всем отливкам, разрушение которых может воспрепятствовать продолжению безопасного полета и посадке самолета или привести к серьезным ранениям экипажа и пассажиров:
(1) Для каждой критической отливки:
(i) принимается дополнительный коэффициент безопасности не менее 1,25; и
(ii) 100% отливок подвергаются визуальным, радиографическим, магнитным или проникающим методам контроля или другим утвержденным эквивалентным методам неразрушающего контроля.
(2) Если критические отливки имеют дополнительный коэффициент безопасности менее 1,50, необходимо подвергать статическим испытаниям 3 образца отливок на соответствие:
(i) требованиям к прочности, приведенным в 25.305 при расчетной нагрузке, соответствующей дополнительному коэффициенту безопасности для отливок 1,25; и
(ii) требованиям к деформации, приведенным в 25.305 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. Нижеследующее относится ко всем отливкам, кроме указанных в пункте (c) данного параграфа:
(1) Кроме случаев, предусмотренных в пунктах (d)(2) и (3) данного 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) данного параграфа.
(3) Для отливок, изготовляемых по техническим условиям, которые гарантируют механические свойства материала отливки и предусматривают показ этих свойств испытаниями образцов, выборочно вырезанных из отливок:
(i) можно применять коэффициент безопасности для отливок, равный 1,0;
(ii) эти отливки следует проверять в соответствии с требованиями для коэффициентов от 1,25 до 1,50 пункта (d)(1) данного параграфа и испытывать в соответствии с пунктом (c)(2) данного параграфа.
25.623. Коэффициенты безопасности в опорах
(a) За исключением деталей, указанных в пункте (b) данного параграфа, каждая деталь, установленная с зазором (при свободной посадке) и подвергающаяся сотрясениям или вибрации, должна иметь достаточно большой коэффициент безопасности для опор, чтобы обеспечить предусмотренное относительное перемещение деталей.
(b) Для некоторых деталей может не применяться коэффициент безопасности для опор, если для этих деталей указан какой-либо специальный коэффициент, превышающий коэффициент безопасности для опор.
25.625. Коэффициенты безопасности для стыковочных узлов (фитингов)
Для всех стыковочных узлов (деталей, используемых для соединения одного элемента конструкции с другим) должны соблюдаться следующие условия:
(a) Для всех стыковочных узлов (фитингов), чья прочность не доказана испытаниями на эксплуатационную и расчетную нагрузки, при которых фактические напряжения воспроизводятся в стыковочном узле и окружающей конструкции, коэффициент безопасности не менее 1,15 должен относиться:
(1) Ко всем частям стыковочного узла.
(3) К местам соединения частей узла.
(b) Можно не применять коэффициент безопасности для стыкового узла:
(1) Для соединений, осуществленных по утвержденной методике и основанных на данных всесторонних испытаний (например, сплошные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей в замок); или
(2) В отношении опорной поверхности, для которой используется больший специальный коэффициент.
(c) Для всех стыковочных узлов, выполненных заодно с деталью, фитингом (стыковочным узлом), считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции.
(d) Для всех кресел, спальных мест и привязных ремней применяются коэффициенты безопасности стыковочных узлов, приведенные в 25.785(f)(3).
25.629. Требования к аэроупругой устойчивости
Под оценками аэроупругой устойчивости, которые требуются в данном параграфе, понимаются исследования флаттера, дивергенции, реверса органов управления, динамики аэроупругого взаимодействия самолета с системой управления, а также любой нежелательной потери устойчивости и управления из-за деформаций конструкции. При исследовании явлений аэроупругой устойчивости должны учитываться степени свободы, связанные с воздушными винтами или другими вращающимися элементами, которые создают значительные динамические силы. Соответствие данному параграфу должно быть показано с помощью расчетов, испытаний в аэродинамических трубах, наземных частотных и жесткостных испытаний, летными испытаниями или другими способами, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.
(b) Область аэроупругой устойчивости
Самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы для всех его конфигураций и при всех расчетных условиях как при исходном варианте конструкции, так и при возможном изменении определяющих явление параметров не возникало аэроупругой неустойчивости внутри области, определяемой следующим образом:
(1) Для нормальных состояний, без повреждений, отказов или ухудшений характеристик - все комбинации скорости и высоты, граница которых получается увеличением на 20% индикаторной скорости (как при постоянном числе Маха, так и при постоянной высоте) в каждой точке зависимости VD/MD от высоты. При этом надлежащие запасы устойчивости должны существовать на всех скоростях вплоть до VD/MD и не должно быть большого или резкого падения устойчивости при приближении к VD/MD. Если MD меньше 1,0 на всех расчетных высотах, то увеличение скорости можно ограничить числом Маха, равным 1,0.
(2) Для случаев, перечисленных в 25.629(d), - все комбинации допустимых высот и скоростей вплоть до скорости, которая принимается как большая из скоростей, получаемых:
(i) зависимостью VD/MD, определенной в соответствии с 25.335(b); или
(ii) зависимостью скоростей от высоты, получающейся добавлением к VC 15% индикаторной скорости при постоянной высоте на высотах от уровня моря до пересечения линии 1,15 VC с продолжением линий постоянного крейсерского числа Маха (MC), затем линейным изменением индикаторной скорости до величины MC + 0,05 на наименьшей высоте пересечения VC и MC, затем на больших высотах, вплоть до максимальной высоты полета, граница определяется прибавлением 0,05 к MC при постоянной высоте, и
(iii) отказные состояния в определенных системах должны трактоваться в соответствии с требованиями 25.302.
(3) Запас по скорости следует определять в зависимости от вероятности отказных состояний систем, подпадающих под требования 25.302.
(a*) При всех полетных весах, на всех высотах и скоростях от нулевой до расчетной скорости пикирования VD/MD в диапазоне частот упругих колебаний самолета должна быть обеспечена его устойчивость при взаимодействии конструкции планера с механической и автоматической системами управления, в том числе при полете на автопилоте.
Эта устойчивость считается обеспеченной, если амплитудно-фазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура "самолет - система управления" удовлетворяет следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от -60 до +60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,50. (Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости, 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.
(c) Балансировочные грузы. Если используются сосредоточенные балансировочные грузы, то должны быть доказаны их эффективность и прочность, включая конструкцию, к которой они крепятся.
(d) Повреждения, отказы и ухудшение характеристик. При доказательстве соответствия данному параграфу должны быть рассмотрены следующие повреждения, отказы и ухудшения характеристик:
(1) Любые критические заправки топливом, которые могут быть в результате неправильной заливки, если не показана их практическая невероятность.
(2) Любое единичное повреждение в любой системе демпфирования флаттерных колебаний.
(3) Максимально возможный слой льда, ожидаемый в результате непреднамеренного попадания в обледенение, если самолет не предназначен для эксплуатации в условиях обледенения.
(4) Повреждение любого отдельного элемента конструкции подвески каждой двигательной установки, независимо установленного вала воздушного винта, большой вспомогательной силовой установки или большого закрепленного на самолете обтекаемого тела (такого, как внешний топливный бак).
(5) Для самолетов с двигательными установками, имеющими воздушные винты или большие вращающиеся массы, способные создавать существенные динамические силы, любое отдельное повреждение конструкции двигательной установки, которое могло бы уменьшить жесткость вращающегося вала (на опорах).
(6) Отсутствие аэродинамических или гироскопических сил в результате наихудшей комбинации флюгирования воздушных винтов или других вращающихся устройств, способных создавать значительные динамические силы. В дополнение к этому должен быть рассмотрен случай одного зафлюгированного воздушного винта или вращающегося устройства одновременно с повреждениями, заданными в пунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа.
(7) Вращение с самым большим возможным превышением ограничений по числу оборотов любого одного воздушного винта или вращающегося устройства, способного создавать значительные динамические силы.
(8) Любое разрушение или повреждение, требуемое или выбранное для анализа в соответствии с 25.571. Единичные повреждения конструкции, заданные в пунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа, нет необходимости рассматривать при доказательстве соответствия данному параграфу, если:
(i) элементы конструкции не могут быть разрушены при повреждении дискретным источником при условиях, заданных в 25.571(e); и
(ii) анализ безопасной повреждаемости в соответствии с 25.571(b) показывает, что максимальный размер повреждения, принимаемый для оценки остаточной прочности, не достаточен для полного разрушения элемента конструкции.
(9) Любое повреждение или отказ, рассматриваемые в параграфах 25.631, 25.671, 25.672 и 25.1309.
(10) Любая другая комбинация повреждений, отказов или ухудшений характеристик, для которой не показана ее практическая невероятность.
(e) Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс. Летные испытания на флаттер, дивергенцию и реверс на скоростях вплоть до VDF/MDF должны быть проведены для нового типа самолета, а также для модификаций типа, если для последних не показано, что изменения незначительно влияют на аэроупругую устойчивость. В этих испытаниях должно быть показано, что имелось необходимое для возбуждения критических форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие и что самолет имеет необходимые запасы демпфирования на всех скоростях, вплоть до VDF/MDF, что нет большого и быстрого падения демпфирования при приближении к VDF/MDF. Если для доказательства соответствия пункту (d) данного параграфа используется моделирование повреждения, отказа или ухудшения характеристик в полете, то в тех случаях, когда показано путем сравнения результатов летных испытаний с расчетами и данными других испытаний, что у самолета нет аэроупругой неустойчивости на всех скоростях полета внутри границы, заданной в пункте (b)(2) данного параграфа, максимальная скорость при таких летных испытаниях может быть не выше VFC/MFC.
25.631. Повреждение от удара птицы
Самолет должен быть спроектирован так, чтобы была обеспечена возможность продолжения безопасного полета и посадки после столкновения с птицей весом 1,8 кгс, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна VC на уровне моря или 0,85 VC на высоте 2440 м, в зависимости от того, какая из них является более критической. Допускается показать это расчетом, если он основан на результатах испытаний аналогичных конструкций.
25.651. Испытание на прочность
(a) Поверхности управления должны испытываться на выдерживание расчетных нагрузок. При этом также испытываются кабанчики или фитинги, к которым крепятся элементы системы управления.
(b) Соответствие требованиям к специальным коэффициентам для узлов подвески поверхностей управления, изложенным в параграфах 25.619 - 25.625 и в 25.657, должно быть доказано расчетом или отдельными испытаниями под нагрузкой.
(a) Установка управляемых поверхностей хвостового оперения должна быть выполнена таким образом, чтобы исключалось взаимодействие между любыми двумя поверхностями, когда одна поверхность находится в наиболее критичном положении, а другая отклоняется во всем допустимом диапазоне.
(b) В случае применения управляемого стабилизатора для него должны быть предусмотрены упоры, ограничивающие максимальное отклонение стабилизатора, которое требуется для балансировки самолета в соответствии с требованиями 25.161.
(a) В узлах подвески поверхностей управления, включая узлы с шариковыми, роликовыми и самосмазывающимися подшипниками, утвержденные допускаемые напряжения (нагрузки) подшипников не должны превышаться. В нестандартных узлах напряжения должны устанавливаться на основе практики или испытаний, а в случае отсутствия надежного анализа следует использовать коэффициент безопасности не менее 6,67 к пределу прочности на смятие наиболее мягкого материала, из которого изготовлен подшипник.
(b) Узлы подвески должны иметь достаточную прочность и жесткость при нагрузках, действующих параллельно оси узла.
(a) Все рычаги и системы управления должны работать легко, плавно и четко, обеспечивая правильное выполнение заданных функций.
(b) Каждый элемент системы управления самолетом должен быть так сконструирован или иметь четкую и постоянную маркировку, чтобы свести к минимуму вероятность неверной сборки, могущей привести к неправильному функционированию данной системы.
(c) Путем расчета, испытаний или того и другого вместе должно быть показано, что самолет способен продолжать безопасный полет и выполнять посадку после любого из нижеследующих отказов или заклинивания в системе управления полетом и в поверхностях управления (включая системы балансировки, механизацию, воздушные тормоза и механизмы загрузки рычагов управления) в нормальном диапазоне режимов полета, не требуя от пилота исключительного мастерства или чрезмерных усилий. Вероятные неисправности не должны оказывать значительного влияния на работу системы управления и должна быть обеспечена возможность их легкого парирования пилотом.
(1) Любой единичный отказ, исключая заклинивание (например, разъединение или отказ механических элементов или отказы конструкции элементов гидросистемы, таких, как силовые приводы, корпуса золотникового устройства и клапаны).
(2) Любая комбинация отказов, исключая заклинивание, если не показано, что она практически невероятна (например, двойные отказы электрической и гидравлической систем или любой единичный отказ в сочетании с вероятным отказом гидравлической или электрической систем).
(3) Любое заклинивание при положении рычагов управления, обычно имеющем место в процессе взлета, набора высоты, крейсерского полета, нормальных разворотов, снижения и посадки, если не показано, что заклинивание практически невероятно или его можно ослабить. Самопроизвольное отклонение системы управления в худшее положение и заклинивание следует учитывать, если подобное самопроизвольное отклонение и последующее заклинивание не являются практически невероятными.
(d) Самолет должен иметь такую конструкцию, чтобы он был управляем в случае отказа всех двигателей. Соответствие этому требованию можно показать расчетом, если будет показано, что принятая методика надежна.
25.672. Системы улучшения устойчивости, автоматические системы и бустерное управление
Если функционирование систем улучшения устойчивости или других автоматических систем и бустерного управления необходимо для показа соответствия требованиям к летным характеристикам настоящих Норм, то такие системы должны удовлетворять требованиям 25.671 и следующим:
(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 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 или бустерной системы должна обеспечивать возможность вмешательства пилота в управление на начальной стадии отказов, аналогичных указанным в 25.671(c), не требуя от него исключительного мастерства или значительных усилий, либо путем отключения системы или ее поврежденной части, либо путем пересиливания отказа движением рычагов управления в нормальном направлении.
(c) Следует показать, что после любого единичного отказа системы улучшения устойчивости или любой другой автоматической или в бустерной системе:
(1) Самолет безопасно управляется, если отказ или неисправность происходит на любой скорости или высоте в пределах установленных эксплуатационных ограничений, которые являются критичными 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 ЛР самолета; и
(3) Характеристики балансировки, устойчивости и сваливания не ухудшаются более тех пределов, которые гарантируют безопасное продолжение полета и посадку.
(a*) Электродистанционная система управления, использующая слаботочные сигналы, должна быть защищена от внешних воздействий (например, электромагнитных полей, статических разрядов, ударов молнии).
(a) Все системы управления должны быть снабжены упорами, которые надежно ограничивают диапазон отклонения всех подвижных аэродинамических поверхностей, управляемых данной системой.
(b) Расположение упоров не должно допускать отрицательного влияния износа, слабины или регулировки натяжных устройств на характеристики управляемости самолета в случае изменения предела перемещения поверхностей управления.
(c) Упоры должны быть в состоянии выдерживать любые нагрузки, соответствующие расчетным условиям для системы управления.
(a) Конструкция рычагов управления системы триммирования должна исключать возможность непреднамеренного или резкого срабатывания. Рычаги управления должны действовать в плоскости и в соответствии с направлением движения самолета.
(b) Рядом с рычагами управления системы триммирования должны находиться устройства, указывающие направление перемещения рычагов управления относительно направления движения самолета. Кроме того, должны быть предусмотрены хорошо видимые указатели положения балансировочных устройств. Указатель положения балансировочных устройств должен четко отображать диапазон, в котором был продемонстрирован безопасный взлет для всех центровок, одобренных для взлета.
(c) Конструкция систем триммирования не должна допускать самопроизвольного ухода из заданного положения.
Управление триммерами должно быть необратимым, если триммер не имеет соответствующей весовой балансировки и не исключается возможность возникновения флаттера.
(d) Если на самолете применяется необратимая система управления триммерами, проводка от триммера до крепления устройства, обеспечивающего необратимость, к конструкции самолета, должна быть жесткой.
25.679. Устройства, предотвращающие повреждение системы от воздействия порывов ветра
(a) Должно быть предусмотрено устройство для предотвращения повреждения поверхностей управления (включая триммеры) и системы управления от воздействия порывов ветра при нахождении самолета на земле или на воде.
Примечание. На самолетах с необратимым бустерным управлением демпфирование ветровых возмущений на стоянке должно обеспечиваться рулевыми приводами (если не предусмотрены иные средства демпфирования).
Если данное устройство, будучи включенным, не позволяет пилоту нормально отклонять поверхности управления, оно должно:
(1) Автоматически выключаться при нормальной работе пилота органами управления самолетом; или
(2) Ограничивать управление самолетом таким образом, чтобы пилот получал безошибочное предупреждение перед взлетом о том, что поверхности управления застопорены.
(3) В случае применения внешних устройств стопорения рулей (например, струбцин и т.п.) также должны быть приняты меры, предотвращающие вылет самолета с застопоренными рулями.
(b) Должны быть приняты меры, предотвращающие возможность случайного включения стопора в полете.
25.681. Статические испытания на расчетную нагрузку
(a) Соответствие требованиям настоящих Норм должно быть доказано испытаниями:
(1) При которых направление приложения нагрузок должно воспроизводить наиболее неблагоприятные условия нагружения системы управления; и
(2) Которым должны быть подвергнуты 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.
25.683. Испытания на функционирование
Путем испытаний на функционирование должно быть показано, что когда части системы управления, на которые действуют нагрузки от усилий пилота, нагружаются до 80% эксплуатационной нагрузки, предусмотренной для данной системы, а части с силовым приводом нагружаются до максимальной нагрузки, ожидаемой при нормальной эксплуатации, система должна быть свободной от:
(a*) При эксплуатационной нагрузке для случая (случаев) нагружения, выбранного Заявителем и отраженного в программе испытаний самолета, производится проверка отсутствия заеданий в системах управления при их функционировании. Кроме того, должна быть проведена проверка возможности открытия и закрытия, выпуска и уборки створок, шасси, люков, дверей и т.п. после снятия эксплуатационной нагрузки.
(b*) Работоспособность механических частей систем управления в заявленных условиях эксплуатации должна быть показана в ходе испытаний на многократное функционирование, если нагруженность этих частей является существенной и может привести к отказам, препятствующим их нормальному функционированию, а применяемые расчетные методы недостаточны для подтверждения соответствия требованиям 25.671(c)(2) и (c)(3).
25.685. Элементы системы управления
(a) Все детали системы управления должны быть сконструированы и установлены таким образом, чтобы исключалось заклинивание, трение и соприкосновение с грузами, пассажирами, незакрепленными предметами или замерзание влаги в местах, где это может вызвать отказ системы управления.
(b) В кабине экипажа должны быть предусмотрены меры, предотвращающие попадание посторонних предметов в такие места, где они могут вызвать заклинивание в системе управления.
(c) Должны быть предусмотрены меры, предотвращающие удары тросов или тяг о другие части самолета.
(d) Требования параграфов 25.689 и 25.693 относятся к тросовым системам и соединениям.
(a*) Должны предусматриваться меры по контролю глубины завинчивания тандеров тросов и регулируемых тяг при сборке.
(b*) Должны быть предусмотрены конструктивные меры, предотвращающие разъединение элементов в системе в процессе эксплуатации; в том числе не должны применяться осевые шпильки, которые подвергаются воздействию нагрузок или перемещаются, законтренные только шплинтами.
(c*) Для элементов подвижных соединений и механизмов, отказ которых может нарушить функционирование системы управления, должны быть определены предельные величины износов и исключена возможность эксплуатации с недопустимым износом.
(a) Все тросы, узлы крепления тросов, тандеры, заплетки тросов и ролики должны быть утвержденного типа. Кроме того:
(1) Тросы диаметром менее 3,175 мм
(1/8 дюйма) не должны применяться в основных системах управления элеронами, рулями высоты и направления; и
(2) Тросовые системы должны быть спроектированы таким образом, чтобы исключалась возможность опасного изменения в натяжении тросов во всем рабочем диапазоне их перемещений при эксплуатационных условиях и изменениях температуры.
(b) Тип и размер ролика должны соответствовать применяемому тросу. Ролики и звездочки должны быть снабжены установленными вблизи точек схода троса (цепи) предохранительными устройствами, которые предотвращают смещение и соскакивание тросов и цепей. Каждый ролик должен находиться в плоскости троса, чтобы исключалось трение троса о бортик ролика.
(c) Направляющие тросов должны устанавливаться таким образом, чтобы они не изменяли направления троса более чем на 3°.
(e) Тандеры должны устанавливаться на участках троса, не имеющих угловых перемещений во всем диапазоне хода троса.
(f) Должна быть обеспечена возможность визуального осмотра направляющих тросов, роликов, наконечников и тандеров.
Узлы соединения жестких тяг системы управления, имеющие 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, из которого изготовляется подшипник. Этот коэффициент может быть уменьшен до 2,0 для соединений тросовой системы управления. Для шариковых и роликовых подшипников не допускается превышение утвержденных номинальных характеристик.
25.697. Управление механизацией крыла и воздушными тормозами
(a) Органы управления механизацией крыла должны быть сконструированы таким образом, чтобы пилоты имели возможность устанавливать средства механизации в любое положение - взлетное, крейсерское, для захода на посадку и посадочное в соответствии с 25.101(d). Механизация крыла и воздушные тормоза должны сохранять выбранные положения за исключением случаев, когда они перемещаются автоматом или устройством ограничения нагрузок, не отвлекая в дальнейшем внимание пилотов.
(b) Конструкция и расположение рычагов управления механизацией крыла и воздушными тормозами должны быть такими, чтобы исключалась возможность их непреднамеренного перемещения. В устройствах управления механизацией крыла и воздушными тормозами, предназначенных для работы только на земле, должны быть предусмотрены меры, исключающие их непреднамеренное срабатывание в полете, если такое срабатывание может быть опасным.
(c) Скорость перемещения поверхностей при работе рычагов управления и характеристики автомата или устройства ограничения нагрузок должны быть такими, чтобы были обеспечены удовлетворительные летные характеристики при установившихся или изменяющихся скоростях полета, мощности двигателей и пространственном положении самолета.
(d) Конструкция системы управления механизацией крыла должна обеспечивать уборку поверхностей из полностью выпущенного положения во время установившегося полета при максимальной продолжительной мощности двигателей на любой скорости менее VF + 16,5 км/ч.
25.699. Указатель положения механизации крыла и воздушных тормозов
(a) Должна быть предусмотрена индикация, указывающая пилотам положение всех средств механизации крыла и воздушных тормозов, имеющих в кабине отдельные рычаги управления. Кроме того, должна быть предусмотрена индикация несимметричных отклонений или другой неисправности в системах механизации крыла и воздушных тормозов, если такая индикация необходима для того, чтобы пилоты могли предотвратить или парировать опасные условия в полете и на земле, которые могут повлиять на летные характеристики.
(b) Должны быть предусмотрены средства, указывающие пилотам положение механизации крыла при взлете, полете по маршруту, заходе на посадку и посадке.
(c) Если возможно отклонение механизации крыла и воздушных тормозов на угол более посадочного, этот диапазон должен быть четко отмечен на рычагах управления.
25.701. Взаимосвязь между закрылками в предкрылками
(a) Если самолет не обладает безопасными летными характеристиками с закрылками и предкрылками, убранными с одной стороны и выпущенными с другой, то движение закрылков и предкрылков по разные стороны от плоскости симметрии должно быть синхронизировано механической связью или обеспечено другими апробированными эквивалентными средствами.
(b) При наличии системы синхронизации между закрылками или предкрылками конструкция этой системы должна быть рассчитана на возможность приложения несимметричных нагрузок, в том числе нагрузок, возникающих при полете с отказавшими двигателями по одну сторону от плоскости симметрии и при работе остальных двигателей на режиме взлетной мощности.
(c) Для самолетов, закрылки или предкрылки которых не подвергаются воздействию спутной струи, конструкция должна быть рассчитана на такие случаи нагружения, когда на закрылки или предкрылки, расположенные с одной стороны, действует максимальная нагрузка (при описанных выше симметричных условиях нагружения), а на закрылки или предкрылки, расположенные с другой стороны, действует нагрузка, составляющая не более 80% максимальной.
(d) Связь между закрылками и предкрылками должна быть рассчитана на нагрузки, которые имеют место при приложении полной мощности приводящей системы в условиях, когда поверхности закрылков или предкрылков по одну сторону от плоскости симметрии заклинило и они неподвижны, а по другую сторону - свободны для движения.
25.703. Система аварийной сигнализации при взлете
Должна устанавливаться система аварийной сигнализации при взлете, отвечающая следующим требованиям:
(a) Система должна обеспечивать пилотам звуковую сигнализацию, которая автоматически включается в ходе начального участка взлета, если самолет находится в конфигурации, включая любую из следующих, при которых не может быть произведен безопасный взлет:
(1) Закрылки или предкрылки находятся вне одобренного диапазона положений для взлета.
(2) Интерцепторы (исключая интерцепторы поперечного управления, отвечающие требованиям 25.671), воздушные тормоза или устройства продольной балансировки находятся в положениях, не отвечающих выполнению безопасного взлета.
(3) Стояночный тормоз и система стопорения не отключены.
(b) Сигнализация, отвечающая требованиям пункта (a) данного параграфа, должна продолжаться до тех пор пока:
(1) Конфигурация не будет изменена до допустимой для безопасного взлета.
(2) Экипажем не будут приняты меры для прекращения взлета.
(3) Самолет не увеличит угол атаки для разбега; или
(4) Сигнализация не будет отключена экипажем.
(c) Условия включения сигнализации должны четко зависеть от принятых для сертификации диапазонов взлетных весов, высот аэродромов и температур.
(a) Основные опоры 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 возникала:
(1) У самолетов с числом пассажирских кресел не более 9, не считая кресел пилотов, утечка из любой топливной системы в фюзеляже в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара; и
(2) У самолетов с числом пассажирских кресел 10 или более, не считая кресел пилотов, утечка из любой части топливной системы в количестве, достаточном для появления опасности пожара.
(b) Самолеты с числом пассажирских кресел 10 или более, не считая кресел пилотов, должны быть спроектированы так, чтобы самолет в контролируемом состоянии мог осуществить посадку на ВПП при невыпуске одной или большего числа опор; при этом не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количестве, достаточном для появления опасности пожара.
(c) Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть доказано анализом (расчетом, исследованием) или испытаниями, или тем и другим вместе.
(a) Аналитическое представление динамических характеристик амортизации шасси, которое используется при определении нагрузок при посадке, должно быть подтверждено испытаниями на поглощение энергии. Объем испытаний должен гарантировать, что аналитическое представление подтверждено для условий, указанных в 25.473.
(1) Конфигурации, подтверждаемые испытаниями на поглощение эксплуатационной энергии, должны включать по крайней мере расчетный посадочный или расчетный взлетный вес (тот из них, который приводит к большей энергии посадочного удара).
(2) Положение шасси при испытаниях и приложение в процессе испытаний лобовых нагрузок должно воспроизводить условия посадки способом, точно или в запас согласующимися с развитием (по времени) эксплуатационных нагрузок.
(b) Шасси или самолет (при проведении испытаний на целом самолете) не должны разрушаться при демонстрации способности поглощать максимальную энергию при расчетном посадочном весе [см. 25.473(a)] в предположении, что подъемная сила, не превышающая вес самолета, действует в процессе посадочного удара.
(c) Изменения в предварительно утвержденных весах и небольшие изменения в конструкции могут быть подтверждены расчетами, основывающимися на результатах ранее проведенных испытаний базовой системы шасси, которая имеет подобные характеристики поглощения энергии.
(a*) Если испытания проводятся на изолированной установке, а упругость агрегатов самолета, к которым крепится шасси, оказывает существенное влияние на величины нагрузок, доля энергии, приходящаяся собственно на шасси, может быть уточнена на основании специальных расчетов, при этом в испытаниях должны быть получены данные, подтверждающие принятые в расчет характеристики амортизации.
(b*) С целью проверки работы элементов шасси на износ, влияющий на характеристики амортизации и подтверждения стабильности этих характеристик, а также проверки отдельных деталей амортизатора шасси на выносливость от действия гидродинамических нагрузок, шасси должно быть испытано на поглощение эксплуатационной энергии при посадочном весе многократно.
25.729. Механизм уборки и выпуска шасси
(a) Общие требования. К самолетам с убирающимися шасси предъявляются следующие требования:
(1) Механизм уборки шасси, створки отсека шасси и элементы конструкции их крепления должны быть спроектированы под следующие нагрузки:
(i) нагрузки, возникающие в полете при убранном шасси;
(ii) сочетание нагрузок от трения, инерции, тормозного момента, аэродинамических и гироскопических нагрузок, которые возникают при вращении колес с окружной скоростью, равной 1,3 VS (закрылки находятся во взлетном положении при расчетном взлетном весе), во время уборки и выпуска на любой воздушной скорости вплоть до максимальной скорости уборки и выпуска шасси, но не менее 1,6 VS1 (закрылки находятся в положении для захода на посадку при расчетном посадочном весе); и
(iii) перегрузки вплоть до величин, указанных в 25.345(a), для выпущенных закрылков.
(2) При отсутствии других средств торможения самолета в полете на данной скорости шасси, механизм уборки и элементы конструкции самолета (включая створки шасси) должны выдерживать полетные нагрузки, которые возникают в конфигурации с выпущенным шасси при максимальной скорости полета в данной конфигурации, но не менее 0,67 VC.
(3) Створки шасси, механизм управления створками шасси и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть спроектированы на нагрузки при маневрах рыскания, предписанные для самолета, в дополнение к условиям нагружения при скорости и перегрузке, указанным в пунктах (a)(1) и (2) данного параграфа.
(b) Замок шасси. Должны быть предусмотрены надежные средства для удержания шасси в выпущенном положении в полете и на земле, а также в убранном положении в полете.
(c) Аварийный выпуск. Должны быть предусмотрены средства аварийного выпуска шасси в случае:
(1) Любого умеренно вероятного отказа в основной системе уборки; или
(2) Отказа одного любого гидравлического, электрического или другого эквивалентного им источника питания.
(d) Испытания на работоспособность. Работоспособность механизма уборки и выпуска должна быть доказана путем испытаний на работоспособность (функционирование).
(e) Указатель положения и сигнальное устройство. Если применяются убирающиеся шасси, то должен быть установлен указатель положения шасси (так же, как и необходимые выключатели для привода индикатора) или другие средства, информирующие пилота о том, что шасси находится в выпущенном (или убранном) положении. Эти средства должны быть выполнены следующим образом:
(1) Если используются выключатели, то они должны быть размещены и соединены с механическими системами шасси таким образом, чтобы предотвратить ошибочную индикацию "Выпущены и встали на замки", если шасси находятся в не полностью выпущенном положении, или "Убраны и встали на замки", если шасси находятся в не полностью убранном положении. Эти выключатели могут быть расположены там, где они приводятся в действие непосредственно запирающим замком или другим приспособлением шасси.
(2) Если делается попытка выполнить посадку с незапертыми в выпущенном положении шасси, то должна быть обеспечена звуковая сигнализация для экипажа, действующая непрерывно или периодически повторяющаяся.
(3) Эта сигнализация должна сработать тогда, когда остается достаточно времени для того, чтобы запереть шасси в выпущенном положении или уйти на второй круг.
(4) Не должно быть какого-либо ручного выключателя сигнализации, требуемой пунктом (e)(1) данного параграфа, легко доступного экипажу, который мог бы быть задействован инстинктивно, случайно или привычным рефлекторным действием.
(5) Система, используемая для создания звукового сигнала, должна быть сконструирована таким образом, чтобы исключить возможность ложной или несвоевременной сигнализации.
(6) Отказы систем, используемых для подавления звуковой сигнализации о положении шасси, препятствующие срабатыванию звуковой сигнализации, должны быть практически невероятными.
(f) Защита оборудования, установленного в нишах шасси. Оборудование, необходимое для безопасной эксплуатации самолета, установленное на шасси и расположенное в нишах шасси, должно быть защищено от повреждения вследствие:
(1) Взрыва пневматика, если не показано, что пневматик не может взорваться от перегрева; и
(2) Отслоения протектора шины, если не показано, что отслоение протектора шины не может вызвать повреждения оборудования.
(a*) Система уборки шасси должна иметь блокировку, исключающую возможность уборки шасси на земле.
(b*) Должно быть обеспечено электропитание устройства, указанного в пункте (e)(1) данного параграфа, от бортового аварийного источника питания.
(c*) Сигнализация о необходимости выпуска шасси должна срабатывать при заходе на посадку в случае, если шасси не выпущено и не зафиксировано на предусмотренном ЛР этапе захода на посадку, в том числе и при особых ситуациях, не относящихся к практически невероятным.
Сигнализация должна осуществляться как минимум по двум каналам, использующим разные параметры независимых систем.
25.729A. Механизм разворота колес
(a) Механизм разворота колес должен обеспечивать управление самолетом при движении по земле и надежную фиксацию колес при убранном шасси в положении, не препятствующем свободному выходу стойки из ниши шасси.
(b) Работоспособность механизма разворота колеса должна быть подтверждена испытаниями на функционирование.
(a) Основные и носовые колеса должны быть утвержденного типа.
(b) Максимально допустимая стояночная нагрузка для каждого колеса должна быть не менее соответствующей статической реакции земли при:
(1) Расчетном рулежном весе самолета; и
(2) Критическом положении центра тяжести.
(c) Максимально допустимая эксплуатационная нагрузка для каждого колеса должна быть равна (или превышать) максимальной эксплуатационной радиальной нагрузке, определенной в соответствии с требованиями настоящих Норм к наземным нагрузкам.
(d) Предотвращение разрыва из-за превышения давления. Должны быть предусмотрены средства на каждом колесе, чтобы предотвратить разрушение колеса и разрыв шины, которые могут быть вызваны из-за чрезмерного превышения давления в установке колесо-шина.
(e) Тормозные колеса. Каждое тормозное колесо должно удовлетворять применяемым требованиям 25.735.
(a) Если на оси шасси установлено одно колесо с шиной, то это колесо должно быть снабжено подходящей шиной с утвержденной Компетентным органом надлежащей номинальной скоростью, которая не превышается при критических условиях, и с утвержденной Компетентным органом номинальной нагрузкой, которая не должна превышаться при:
(1) Нагрузках на шину основного колеса, соответствующих наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального веса) и положения центра тяжести; и
(2) Нагрузках на шину носового колеса, соответствующих величинам реакции земли согласно пункту (b) данного параграфа, за исключением случаев, предусмотренных в пунктах (b)(2) и (b)(3) данного параграфа.
(b) Для шин носового колеса рассматриваются следующие реакции земли:
(1) Статическая реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального стояночного веса) и положения центра тяжести при перегрузке 1,0 вниз, действующей в центре тяжести. Эта нагрузка не может превышать номинальную нагрузку для данной шины.
(2) Реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального посадочного веса) и положения центра тяжести в комбинации с перегрузками 1,0 вниз и 0,31 вперед, действующими в центре тяжести. В этом случае величины реакции земли должны быть распределены между передним и основными колесами по принципам статики с учетом реакции торможения на земле, равной 0,31 величины вертикальной нагрузки на каждое колесо с тормозами, обеспечивающими эту реакцию земли. Эта нагрузка на носовую шину не может превышать номинальную нагрузку для шины более чем в 1,5 раза.
(3) Реакция земли на шину, соответствующая наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального стояночного веса) и положения центра тяжести в комбинации с перегрузками 1,0 вниз и 0,20 вперед, действующими в центре тяжести. В этом случае величины реакции земли должны быть распределены между передним и основными колесами по принципам статики с учетом реакции торможения на земле, равной 20% величины вертикальной нагрузки на каждое колесо с тормозами, обеспечивающими эту реакцию земли. Эта нагрузка на носовую шину не может превышать номинальную нагрузку для шины более, чем в 1,5 раза.
(c) Если на оси шасси установлено более одного колеса с шиной, например спарки или спарки с тандемным расположением, то каждое колесо должно быть снабжено подходящей шиной с утвержденной Компетентным органом надлежащей номинальной скоростью, которая не превышается при критических условиях, и с утвержденной Компетентным органом номинальной нагрузкой, которая не превышается:
(1) Увеличенной в 1,07 раза нагрузкой на шину каждого основного колеса, соответствующей наиболее критическому сочетанию веса самолета (вплоть до максимального веса) и положения центра тяжести; и
(2) Нагрузками, указанными в пунктах (a)(2), (b)(1), (b)(2) и (b)(3) данного параграфа для шины каждого носового колеса.
(d) Все шины на убирающимся шасси при максимальном их размере, ожидаемом в эксплуатации, должны иметь зазор с окружающей конструкцией и системами, достаточный для исключения непреднамеренного контакта между шинами и любым элементом конструкции или систем.
(e) Для самолетов с убирающимся шасси, шины, установленные на тормозных колесах, должны быть надуты сухим азотом или другим инертным газом, таким образом, чтобы газовая смесь в шине не содержала более 5% кислорода от общего объема, если только не показано, что материал шины при нагреве не будет выделять горючий газ, или не представлены средства, предотвращающие перегрев шины сверх безопасного уровня.
25.735. Тормоза и тормозные системы
(a) Одобрение. Каждая система, состоящая из колеса (колес) и тормоза (тормозов) должна быть одобрена.
(b) Способность тормозной системы. Система торможения, связанные с ней системы и компоненты должны разрабатываться и создаваться так, чтобы:
(1) Если отказывает любой электрический, пневматический, гидравлический или механический, или передающий элемент, или если потерян любой единственный источник гидравлического или другого энергетического снабжения тормоза, было возможно остановить самолет оставшимися тормозными средствами на дистанции не более чем в 2 раза длиннее полученной при определении ее, как задано в 25.125.
(2) Потеря жидкости из гидравлической системы тормоза из-за разрушения в/или около тормозов не вызвали или не поддерживали опасный огонь на земле или в полете.
(c) Управление тормозами. Управление тормозами должно быть спроектировано и выполнено так, чтобы:
(1) Для управления тормозами не требовалось чрезмерных усилий.
(2) Если установлена система автоматического торможения, то должно быть предусмотрено:
(i) включать и отключать систему; и
(ii) позволять пилоту(ам) пересиливать систему использованием ручного управления.
(d) Стояночный тормоз. Самолет должен иметь управляемый стояночный тормоз, который после включения без дальнейшего контроля за ним предотвратит качение самолета по сухой, не имеющей уклона ВПП при наиболее неблагоприятной комбинации тяги двигателей, когда один двигатель имеет максимальную тягу, а один или все остальные двигатели работают на максимальных значениях малого газа на земле. Орган управления должен быть удобно расположен или надежно защищен от непреднамеренного приведения в действие. В кабине должна быть индикация на случай неполного снятия стояночного торможения.
(e) Противоюзовая система. Если установлена противоюзовая система:
(1) Она должна удовлетворительно работать во всем диапазоне ожидаемых условий состояния ВПП без дополнительного внешнего регулирования.
(2) Она должна во всех случаях иметь приоритет над автоматической системой торможения, если таковая имеется.
(1) Остановка при расчетной посадке: остановка при расчетной посадке - это остановка при посадке во время эксплуатации самолета с максимальным посадочным весом. Должны быть определены требования к поглощению кинетической энергии торможения во время остановки при расчетной посадке для каждого комплекта, состоящего из колеса, тормоза и шины. Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что комплект "колесо-тормоз-шина" способен поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня, на протяжении всего установленного диапазона износа данного тормоза. Должна быть достигнута величина поглощения энергии, рассчитанная на основе требований Разработчика самолета к торможению. Среднее замедление должно составлять не менее 3,05 м/с2.
(2) Максимальная кинетическая энергия прерванного взлета. Прерванный взлет с максимальной кинетической энергией - это прерванный взлет для наиболее критической комбинации взлетного веса и скорости самолета. Должно быть определено требование к поглощению кинетической энергии торможения при прерванном взлете для каждого комплекта "колесо-тормоз-шина". Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что комплект "колесо-тормоз-шина" способен поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня, на протяжении всего установленного диапазона износа данного тормоза. Должен быть достигнут уровень поглощения энергии, определенный Разработчиком самолета. Среднее замедление должно составлять не менее 1,83 м/с2.
(3) Остановка при наиболее тяжелой посадке. Остановка при наиболее тяжелой посадке - это остановка при наиболее критической комбинации взлетного веса и скорости самолета. Должно быть определено требование к поглощению кинетической энергии торможения для остановки при наиболее тяжелой посадке для каждого колеса с тормозом и шиной. Необходимо доказать динамометрическими испытаниями, что заявленный предел полного износа тормозных дисков колеса, тормоз и шина способны поглощать кинетическую энергию, не меньшую этого уровня. Не нужно рассматривать остановку при наиболее тяжелой посадке для практически невероятных отказных состояний или в том случае, если максимальная кинетическая энергия прерванного взлета является более тяжелой.
(g) Состояние тормоза после высокодинамичного торможения с высокой кинетической энергией. Следующая демонстрация высокого энергетического торможения, требуемого пунктом (f) данного параграфа, состоит в применении быстрого и полного торможения стояночным тормозом в течение 3 мин, при этом должно быть показано, что, по крайней мере в течение 5 мин с момента применения стояночного тормоза, не создаются условия (не созданы во время самого торможения), включая пожар, вызываемый шиной или колесом и тормозом в сборе, которые могут нанести ущерб безопасности и возможности полной эвакуации самолета.
(h) Системы запасенной энергии (гидроаккумуляторы). Если система запасенной энергии используется для того чтобы показать соответствие пункту (b)(1) данного параграфа, то должна иметься индикация экипажу о величине этой запасенной энергии. Имеющейся запасенной энергии должно быть достаточно для:
(1) Выполнения по крайней мере 6 полных торможений для случая когда противоюзовая система не работает; и
(2) Приведения самолета к полной остановке, когда противоюзовая система работает, при всех состояниях поверхности ВПП, для которых запрашивается сертификат.
(i) Указатель износа тормоза (указатель выхода поршней). Должны быть предусмотрены для каждого блока тормозов средства, указывающие, когда износ тормозных дисков превысит допустимый предел. Средства должны быть надежные и легко видимые.
(j) Предотвращение разрушения от повышенной температуры. В каждом тормозном колесе должны быть предусмотрены средства, предотвращающие разрушение колеса, шины, или того и другого вместе, что может произойти из-за повышенных температур тормозов. К тому же, все колеса должны удовлетворять требованиям 25.731(d).
(k) Совместимость. Должна быть доказана совместимость конструкций колеса и тормоза с самолетом и его системами.
(a*) Пользование резервными системами не должно приводить к разрушению шины, если не показано, что разрушение шины не приводит к аварийной ситуации во всем эксплуатационном диапазоне скоростей самолета на рулении, посадке и прерванном взлете.
(b*) Должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность посадки самолета с заторможенными колесами, или должно быть показано, что посадка с заторможенными колесами не приводит к ситуации хуже сложной.
(c*) Наличие противоюзового устройства в основной тормозной системе обязательно, если не доказано, что при торможении не происходит разрушения шин и ухудшения характеристик управляемости самолета при движении по земле в ожидаемых условиях эксплуатации.
Лыжи должны быть утвержденного типа. Максимальная эксплуатационная нагрузка каждой лыжи должна быть равна (или превышать) максимальной эксплуатационной нагрузке, определяемой в соответствии с требованиями к нагрузке на земле, приведенными в настоящих Нормах.
КОРПУС И ПОПЛАВКИ ГИДРОСАМОЛЕТА
25.751. Плавучесть основных поплавков гидросамолета
(a) Плавучесть каждого основного поплавка должна быть на 80% выше плавучести, необходимой для выдерживания максимального веса гидросамолета или самолета-амфибии в пресной воде; и
(b) Каждый основной поплавок должен иметь не менее пяти герметичных отсеков приблизительно одинакового объема.
25.753. Конструкция основного поплавка
Основные поплавки должны быть утвержденного типа и соответствовать требованиям, изложенным в 25.521.
(a) Корпус летающей лодки должен иметь герметичные отсеки, для того чтобы в случае затопления двух соседних отсеков плавучесть корпуса и вспомогательных поплавков (а также пневматиков колес, если таковые имеются) обеспечивала запас положительной устойчивости, достаточной для сведения к минимуму вероятности опрокидывания самолета в неспокойной пресной воде.
(b) Для обеспечения связи между отсеками перегородки должны иметь герметичные двери.
РАЗМЕЩЕНИЕ ЧЛЕНОВ ЭКИПАЖА, ПАССАЖИРОВ И ГРУЗА
(a) Кабина экипажа и ее оборудование должны обеспечивать членам минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523) выполнение обязанностей без чрезмерной концентрации внимания или усталости.
(b) Основные органы управления, перечисленные в 25.779(a), за исключением тросов и тяг управления, должны быть расположены относительно воздушных винтов так, чтобы ни один член минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523) или часть органов управления не располагались между плоскостью вращения воздушного винта внутреннего двигателя и поверхностью, образованной линией, проходящей через центр втулки воздушного винта и составляющей угол 5° впереди или позади плоскости вращения воздушного винта.
(c) Если предусматривается наличие второго пилота, самолет должен быть управляем с одинаковой безопасностью с мест обоих пилотов.
(d) Конструкция кабины экипажа должна быть такой, чтобы при полете в дождь или снег в кабину не проникала влага, которая будет отвлекать внимание экипажа или оказывать вредное воздействие на конструкцию кабины.
(e) Шум и вибрация в кабине экипажа не должны мешать выполнению членами экипажа своих функций по пилотированию самолета, предусмотренных ЛР.
На самолете (кроме самолетов с максимальным количеством пассажирских мест не более 19, не предназначенных для коммерческой эксплуатации) должна быть предусмотрена дверь, отделяющая кабину экипажа от любого отсека, из которого имеется доступ к этой двери.
Дверь должна иметь замок, запираемый из кабины экипажа. При этом:
(a) На самолетах с максимальным количеством пассажирских мест 20 или более размещение аварийных выходов должно быть таким, чтобы ни членам экипажа, ни пассажирам не требовалось использовать дверь кабины экипажа для подхода к предназначенным для них аварийным выходам; и
(b) Должны быть предусмотрены средства, позволяющие членам летного экипажа непосредственно входить в пассажирскую кабину из кабины экипажа при заклиненной двери кабины экипажа.
(c) Должны быть предусмотрены аварийные мероприятия, позволяющие бортпроводнику входить в кабину экипажа в случае потери членом летного экипажа дееспособности.
25.773. Обзор из кабины экипажа
(a) При отсутствии осадков. При отсутствии осадков должно выполняться следующее:
(1) Кабина экипажа должна располагаться таким образом, чтобы обеспечивался достаточно широкий, беспрепятственный и неискаженный обзор, позволяющий безопасно выполнять все маневры в пределах эксплуатационных ограничений, включая руление, взлет, заход на посадку и посадку.
(2) В кабине экипажа не должно быть яркого света и бликов, которые мешали бы нормальной работе экипажа, состоящего из минимального количества членов (установленного в соответствии с 25.1523). Это должно быть продемонстрировано во время дневных и ночных испытательных полетов при отсутствии осадков.
(b) При наличии осадков. При наличии осадков должно выполняться следующее:
(1) На самолете должны быть предусмотрены устройства, которые обеспечивали бы чистоту участка лобового стекла при наличии осадков, для того чтобы оба пилота имели широкий обзор по траектории полета при нормальном положении самолета. Эти устройства должны функционировать, не требуя постоянного внимания пилотов в следующих условиях:
(i) при сильном дожде на скоростях до 1,5 VSR1 и убранных устройствах увеличения подъемной силы и воздушных тормозах; и
(ii) в условиях обледенения, указанных в 25.1419, если запрашивается сертификат со средствами защиты от обледенения.
(2) У первого пилота должны быть:
(i) форточка, которая может открываться в условиях, указанных в пункте (b)(1) данного параграфа, при отсутствии избыточного давления в кабине экипажа обеспечивает обзор, указанный в данном параграфе, и достаточную защиту от факторов, ухудшающих обзор пилота; или
(ii) другое средство сохранения беспрепятственного обзора в условиях, указанных в пункте (b)(1) настоящего параграфа с учетом повреждений от сильного града.
(c) Внутреннее запотевание лобового остекления и окон. На самолете должны быть предусмотрены средства, предотвращающие запотевание внутренних сторон панелей лобового стекла и окон на площади, достаточной для сохранения обзора, удовлетворяющие требованиям пункта (a) данного параграфа при всех внутренних и внешних окружающих условиях, включая условия выпадения осадков, в которых предполагается эксплуатировать самолет.
(d) На рабочем месте каждого пилота должны быть установлены неподвижные указатели или другие отметки, по которым пилоты смогут занять в своих креслах положение, обеспечивающее каждому оптимальное сочетание обзора из кабины и наблюдения за приборами. При использовании подсвечиваемых указателей или отметок они должны соответствовать требованиям 25.1381.
(a) Внутренние панели стекол должны быть изготовлены из материала, не разбивающегося на осколки.
(b) Лобовые стекла, находящиеся перед рабочими местами пилотов, и элементы конструкции, несущие эти стекла, должны выдерживать удар птицы весом до 1,8 кгс без проникновения в кабину ее остатков, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна VC на уровне моря или 0,85VC на высоте 2440 м, в зависимости от того, какая из них является более критической.
(c) Если расчеты и испытания не подтверждают, что вероятность возникновения критического условия, при котором стекло разбивается на осколки, мала, на самолете должны быть предусмотрены устройства, снижающие до минимума опасность ранения пилотов осколками стекла, разбитого в результате столкновения с птицей.
Эти требования должны относиться ко всем прозрачным стеклам кабины экипажа, которые:
(1) Находятся в лобовой части самолета.
(2) Наклонены на угол 15° (или более) к продольной оси самолета; и
(3) У которых любая часть стекла располагается в зоне, где осколки разбитого стекла могут создать опасность для пилотов.
(d) Конструкция лобовых стекол и окон на самолетах с герметическими кабинами должна основываться на факторах, связанных с высотной эксплуатацией самолета, включая воздействие продолжительных и циклических нагрузок вследствие перепада давления, характеристики, свойственные применяемому материалу, и влияние температуры и перепадов температуры. Лобовые стекла и окна должны быть способны выдерживать нагрузки от максимального перепада давления в кабине в сочетании с воздействием критического аэродинамического давления и температуры после любого единичного разрушения установки или связанных с ней систем.
После единичного разрушения, которое замечено экипажем (в соответствии с 25.1523), допускается уменьшение перепада давления в кабине в соответствии с установленными эксплуатационными ограничениями от максимума до величины, позволяющей безопасно продолжать полет при давлении в кабине, соответствующем давлению на высоте не более 4500 м.
(e) Панели лобовых стекол перед рабочими местами пилотов должны быть расположены таким образом, чтобы в случае потери видимости через любую одну панель остальные одна или несколько панелей оставались доступными для пользования пилотом с его рабочего места, чтобы обеспечивалось безопасное продолжение полета и посадка.
25.777. Органы управления в кабине
(a) Каждый орган управления в кабине должен быть размещен таким образом, чтобы обеспечить удобное управление им и предотвратить возможность путаницы и его непреднамеренное перемещение.
(b) Направление перемещения органов управления должно соответствовать требованиям 25.779. Насколько это практически возможно, направление и величины перемещений других органов управления должны соответствовать тому действию, которое они оказывают на самолет или управляемую часть. Органы управления различных типов, приводимые в действие вращательным движением, должны перемещаться по часовой стрелке из выключенного до полностью включенного положения (кроме гидравлических, кислородных и воздушных кранов).
(c) Органы управления должны быть установлены и расположены относительно сидений пилотов таким образом, чтобы обеспечивалось полное и беспрепятственное перемещение каждого органа управления без какого-либо отрицательного влияния на это перемещение конструкции кабины и одежды членов минимального летного экипажа (установленного в соответствии с 25.1523), когда член данного экипажа ростом от 157,5 до 190,5 см сидит на своем рабочем месте, привязанный поясным и плечевым (если таковой предусмотрен) ремнями.
(d) Одинаковые органы управления для каждого двигателя должны быть расположены таким образом, чтобы исключить ошибку определения, к какому двигателю относится данный рычаг управления.
(e) Органы управления закрылками и органы управления другими дополнительными устройствами, обеспечивающими изменение подъемной силы, должны быть расположены в передней части центрального пульта позади рычагов управления двигателями, в центре или справа от оси центрального пульта на расстоянии не менее 254 мм назад от органа управления шасси.
(f) Орган управления шасси должен быть расположен впереди рычагов управления двигателями и должен приводиться в действие любым пилотом, который сидит на своем рабочем месте, привязанный поясным и плечевым (если таковой предусмотрен) ремнями.
(g) Форма рукояток органов управления должна соответствовать требованиям 25.781. Кроме того, рукоятки должны иметь одинаковый цвет, который должен контрастировать с цветом других рукояток управления и цветом той части кабины, на фоне которой находятся эти рукоятки.
(h) Если в состав минимального летного экипажа (установленного согласно 25.1523) входит бортинженер, на самолете должно быть предусмотрено рабочее место бортинженера, установленное и расположенное таким образом, чтобы члены экипажа могли эффективно выполнять свои функции, не мешая друг другу.
25.779. Перемещение и действие органов управления, расположенных в кабине экипажа
Органы управления, расположенные в кабине, должны быть сконструированы таким образом, чтобы их перемещение и действие соответствовали следующим требованиям:
(1) Основные органы управления.
(2) Дополнительные органы управления.
Закрылками (или дополнительными устройствами для изменения подъемной силы) | |
Вращательное движение для аналогичного вращения самолета вокруг оси, параллельной оси вращения органа управления |
(b) Органы управления силовой установкой и дополнительные органы управления.
(1) Органы управления силовой установкой.
(2) Дополнительные органы управления.
25.781. Форма рукояток органов управления в кабине
Рукоятки органов управления в кабине должны соответствовать общим формам (но необязательно точным размерам или специфическим пропорциям), указанным на рисунке.
(a) Общие положения. Этот параграф распространяется на фюзеляжные двери (к которым относятся все двери, крышки люков, открываемые иллюминаторы, крышки смотровых (эксплуатационных) люков и т.п. на внешней стороне фюзеляжа), для открытия или закрытия которых не требуется использование инструментов. Эти требования также распространяются на каждую дверь или каждую крышку люка в герметичной перегородке, включая любую перегородку, специально рассчитанную на функционирование в качестве дополнительной перегородки в условиях отказов, предписанных в настоящих Нормах. Эти двери должны соответствовать требованиям настоящего параграфа при полете как с незагерметизированной, так и загерметизированной кабиной и должны быть спроектированы с учетом следующего:
(1) Каждая дверь должна иметь средства для предотвращения ее открытия в полете в результате механического отказа или отказа одного любого элемента конструкции.
(2) Каждая дверь, которая может создать опасность в незапертом положении, должна быть спроектирована так, чтобы в полете как с незагерметизированной, так и загерметизированной кабиной, ее отпирание из полностью закрытого, запертого и застопоренного положения было практически невероятным. Это должно быть подтверждено результатами анализа отказобезопасности.
(3) Каждый элемент системы управления каждой дверью должен быть спроектирован или, если это невозможно, четко и постоянно маркирован так, чтобы свести к минимуму вероятность неправильной сборки и регулировки системы, которые в результате могут привести к неисправности.
(4) Все источники энергии, которые могут инициировать расстопорение или отпирание любой двери, должны быть автоматически изолированы от систем запирания и стопорения двери до полета, при этом должно быть невозможно повторное подведение энергии к системам двери в процессе полета.
(5) Каждый снимаемый болт, винт, гайка, шпилька и любое другое снимаемое крепежное средство должны соответствовать требованиям по обеспечению крепления в 25.607.
(6) Некоторые двери, которые определены в 25.807(h), также должны соответствовать применимым требованиям к аварийным выходам с 25.809 по 25.812 (включительно).
(b) Открытие людьми. Должны быть предусмотрены средства для предотвращения открытия каждой двери в полете вследствие непреднамеренных действий людей. Кроме того, должны быть предприняты конструкторские меры для сведения к минимуму возможности умышленного открытия двери человеком в полете. Если меры предосторожности предусматривают использование вспомогательных устройств, то эти устройства и их системы управления должны быть спроектированы так, чтобы:
(1) Любой единичный отказ не препятствовал открытию более чем одного аварийного выхода.
(2) Отказы, которые могут предотвратить открытие выхода после посадки, являлись невероятными.
(c) Средства предотвращения наддува кабины. Должно быть предусмотрено средство для предотвращения наддува самолета до небезопасного уровня, если любая герметизируемая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена.
(1) Средство должно быть рассчитано на функционирование после любого единичного отказа или любого сочетания отказов, если не показано, что они являются практически невероятными.
(2) Двери, которые соответствуют условиям, предписанным в пункте (h) настоящего параграфа, не обязательно должны иметь специальное средство для предотвращения наддува самолета, если в каждом возможном положении дверь остается открытой в такой степени, при которой предотвращается наддув, или безопасно закрывается и запирается в процессе наддува. Это должно быть продемонстрировано также для случая любого единичного отказа и неисправности, за исключением:
(i) отказов или неисправностей в запирающем механизме, когда нет необходимости запирания после закрытия; и
(ii) заклинения в результате механического отказа или блокирования обломками, когда нет необходимости закрывать и запирать дверь, если может быть показано, что нагрузки от перепада давления на заклиненную дверь или механизм не могут создать небезопасные условия.
(d) Запирание и стопорение. Механизмы запирания и стопорения должны быть спроектированы в соответствии со следующим:
(1) Должно быть предусмотрено средство для запирания каждой двери.
(2) Замки и их механизм управления должны быть спроектированы так, чтобы при всех условиях нагружения самолета в полете и на земле при запертой двери отсутствовали силы или моменты, стремящиеся открыть замки. Кроме того, система запирания должна содержать средства для фиксации замков в запертом положении. Эти средства не должны зависеть от системы стопорения.
(3) Каждая дверь, подлежащая герметизации, при открытии которой первоначальное движение направлено не внутрь, должна:
(i) иметь индивидуальный стопор для каждого замка;
(ii) иметь стопор, расположенный так близко к замку, насколько это практически возможно; и
(iii) быть спроектирована так, чтобы в полете с загерметизированной кабиной ни один отказ в системе стопорения не мог вывести стопоры из положения, при котором они фиксируют замки, необходимые для запирания двери.
(4) Каждая дверь, при открытии которой первоначальное движение направлено внутрь и незапирание которой может создать опасность, должна иметь стопорящие средства для предотвращения разъединения замков. Стопорящие средства должны гарантировать достаточное запирание, предотвращающее открытие двери даже при единичном отказе запирающего механизма.
(5) Должна быть исключена возможность установки стопора в стопорящее положение, если замок и запирающий механизм не находятся в запертом положении.
(6) Должна быть исключена возможность отпирания замков при нахождении стопоров в стопорящем положении. Стопоры должны быть рассчитаны на максимальные эксплуатационные нагрузки, возникающие в результате:
(i) приложения максимального усилия оператора, если замки управляются вручную;
(ii) действия силовых приводов замков, если они установлены; и
(iii) перемещения замка относительно ответной части конструкции.
(7) На каждой двери, которая в незапертом положении не может создать опасность, не требуется наличие стопорящего механизма, соответствующего требованиям пунктов (d)(3) - (d)(6) настоящего параграфа.
(e) Аварийные, предупредительные и уведомляющие указатели. Двери должны быть оснащены следующими указателями:
(1) Должно быть предусмотрено четкое средство на каждом посту управления дверью для указания, что все требуемые действия по закрытию, запиранию и стопорению двери(-ей) выполнены.
(2) Должно быть предусмотрено четкое средство, ясно видимое с каждого поста управления любой дверью, которая может создать опасность в незапертом положении, для указания, что дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена.
(3) В кабине экипажа должны быть предусмотрены визуальные средства сигнализации, предупреждающие пилотов о том, что любая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена. Эти средства должны быть спроектированы так, что любой отказ или сочетание отказов, которые привели бы к ложной сигнализации закрытого, запертого и застопоренного положения, были бы невероятными для:
(i) каждой двери, которая подлежит герметизации и при открытии которой первоначальное движение направлено не внутрь; или
(ii) каждой двери, которая может создать опасность, если не заперта.
(4) Должна быть предусмотрена звуковая сигнализация, предупреждающая пилотов до начала или на начальном этапе разбега на взлете о том, что любая дверь не полностью закрыта, заперта и застопорена, и ее открытие может воспрепятствовать выполнению безопасного взлета и возвращению для посадки.
(f) Приспособления для визуального осмотра. Каждая дверь, которая в незапертом положении может создать опасность, должна иметь приспособления для прямого визуального осмотра, чтобы однозначно определить, полностью ли закрыта, заперта и застопорена дверь. Эти приспособления должны быть постоянно готовы к использованию и различимы при освещении в условиях эксплуатации, или ручным электрофонарем, или эквивалентным источником света.
(g) Некоторые крышки эксплуатационных люков, съемные крышки аварийных выходов и крышки смотровых (эксплуатационных) люков. Не обязательно должны соответствовать требованиям отдельных пунктов настоящего параграфа некоторые крышки, обычно не открываемые, за исключением необходимости технического обслуживания или аварийной эвакуации, и крышки смотровых (эксплуатационных) люков, к которым относятся:
(1) Крышки смотровых (эксплуатационных) люков, которые не подлежат герметизации для наддува кабины и не создают опасности при их открытии в полете, не обязательно должны соответствовать пп. (a) - (f) настоящего параграфа, но должны иметь средства для предотвращения непреднамеренного открытия в полете.
(2) Съемные крышки аварийных выходов, открывающиеся внутрь кабины, которые обычно не снимаются, за исключением необходимости технического обслуживания или аварийной эвакуации, и открываемые иллюминаторы кабины экипажа не обязательно должны соответствовать пп. (c) и (f) настоящего параграфа.
(3) Крышки эксплуатационных люков, подпадающие под условия пункта (h) настоящего параграфа, для которых предусмотрен трафарет с ограничением их использования для технического обслуживания, не обязательно должны соответствовать пп. (c) и (f) настоящего параграфа.
(h) Двери, не создающие опасность. Применительно к целям требований настоящего параграфа считается, что дверь в незапертом положении не создает опасность в полете, если может быть продемонстрировано ее соответствие следующим условиям:
(1) Двери герметизируемых отсеков остаются в полностью закрытом положении, в котором они не удерживаются замками, при перепаде давления более 0,035 кг/см2. При этом нет необходимости рассматривать случай открытия двери людьми, непреднамеренно или умышленно.
(2) Дверь остается внутри самолета или прикрепленной к самолету, когда она открывается на участке полета как с загерметизированной, так и незагерметизированной кабиной. При этом необходимо рассмотреть случаи непреднамеренного и умышленного ее открытия людьми на участке полета как с загерметизированной, так и незагерметизированной кабиной.
(3) Разъединение замков в полете не может привести к разгерметизации кабины до небезопасного уровня. Эта оценка безопасности должна учитывать физиологические воздействия на людей в кабине.
(4) Открытие двери в полете не может вызвать аэродинамическую интерференцию, которая может воспрепятствовать безопасному полету и посадке.
(5) Самолет с открытой дверью соответствует требованиям к прочности конструкции. Эта оценка должна содержать рассмотрение требования 25.629 к аэроупругой устойчивости самолета, а также требования к прочности Раздела C настоящих Норм.
(6) Незапирание или открытие двери не должно препятствовать безопасному полету и посадке в результате ее взаимодействия с другими системами или конструкциями.
25.785. Кресла, спальные места, поясные привязные ремни и привязные системы
(a) Для каждого человека, достигшего двухлетнего возраста, должно быть предусмотрено кресло (или спальное место для не способного передвигаться человека).
(b) Каждое кресло, спальное место, поясной привязной ремень, привязная система и примыкающие части самолета на каждом месте, предназначенном для размещения людей во время взлета и посадки, должны быть спроектированы так, чтобы человек, правильно использующий эти средства, не получил серьезной травмы при аварийной посадке в результате действия инерционных сил, установленных в 25.561 и 25.562.
(c) Каждое кресло или спальное место должно быть одобренного типа.
(d) Каждый сидящий в кресле, которое установлено под углом более 18° к вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета, должен быть защищен от травмирования головы поясным привязным ремнем и энергопоглощающей опорой, поддерживающей руки, плечи, голову и позвоночник, или поясным и плечевыми привязными ремнями, предотвращающими контакт головы с любым травмоопасным предметом.
Каждый сидящий в любом другом кресле должен быть защищен от травмирования головы поясным привязным ремнем и (в зависимости от типа, расположения и угла установки каждого кресла) одним или несколькими следующими способами:
(1) Плечевыми привязными ремнями, предотвращающими контакт головы с любым травмоопасным предметом.
(2) Удалением любого травмоопасного предмета за пределы радиуса перемещения головы.
(3) Энергопоглощающей опорой, поддерживающей руки, плечи, голову и позвоночник.
(e) Каждое спальное место должно быть спроектировано так, чтобы его передняя часть имела обитый торцевой борт, брезентовую перегородку или эквивалентные средства, способные выдержать статическую силу реакции от человека, на которого воздействует направленная вперед инерционная сила, установленная в 25.561. Спальные места не должны иметь углов и выступающих элементов, которые в аварийных условиях могут травмировать человека, занимающего спальное место.
(f) Каждое кресло или спальное место и его опорная конструкция и каждый поясной привязной ремень или привязная система и их крепление должны быть рассчитаны на человека массой 77 кгс с учетом максимальных перегрузок, сил инерции и реакции между человеком, креслом, поясным ремнем и привязной системой для каждого соответствующего условия нагружения в полете и на земле (в том числе для условий аварийной посадки, предписанных в 25.561). Кроме того:
(1) При расчете на прочность и испытаниях кресел, спальных мест и их опорных конструкций можно допустить, что критические нагрузки по направлениям вперед, вбок, вниз, вверх и назад (как определено по предписанным условиям нагружения в полете, на земле и при аварийной посадке) действуют раздельно, или использовать выбранные сочетания нагрузок, если доказана требуемая прочность по каждому из установленных направлений. К привязным ремням спальных мест не требуется прикладывать перегрузку, направленную вперед.
(2) Каждое кресло пилота должно быть рассчитано на силы реакций, возникающие в результате приложения пилотом усилий, предписанных в 25.397.
(3) При определении прочности крепления каждого кресла к конструкции и каждого привязного ремня или привязной системы к креслу или конструкции силы инерции, установленные в 25.561, должны быть умножены на коэффициент безопасности 1,33 (вместо коэффициента безопасности для узлов крепления, предписанного в 25.625). Для инерционных сил, действующих в сторону согласно 25.561(b)(3)(iii), коэффициент 1,33 учтен в величине 4g.
(g) Каждое кресло на рабочем месте в кабине экипажа должно иметь комбинированную привязную систему, состоящую из поясного и плечевых ремней с одноточечным приводом расстегивания, которая позволяет члену экипажа в этой кабине, сидящему с застегнутой привязной системой, выполнять все необходимые в полете функции. Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждой комбинированной привязной системы в неиспользуемом положении для предотвращения зацепления при управлении самолетом и быстром его покидании в аварийной ситуации.
(h) Каждое кресло, находящееся в пассажирской кабине и рассчитанное на использование бортпроводником во время взлета и посадки, требуемое правилами эксплуатации, должно быть:
(1) Расположено около требуемого аварийного выхода на уровне пола, за исключением того, что приемлемо другое расположение, если оно улучшает аварийную эвакуацию пассажиров. Кресло бортпроводника должно находиться рядом с каждым аварийным выходом типа A или типа B. Другие кресла бортпроводников должны быть, по возможности, равномерно распределены по требуемым аварийным выходам на уровне пола.
(2) Расположено, по возможности, без неблагоприятной близости к требуемому аварийному выходу на уровне пола так, чтобы обеспечивался прямой обзор зоны кабины, за которую бортпроводник ответственен.
(3) Установлено так, чтобы кресло не мешало пользоваться проходом для пассажиров или выходом, когда оно не занято.
(4) Расположено так, чтобы свести к минимуму вероятность травмирования людей от удара предметами, сместившимися из зон обслуживания, отсеков для хранения, или служебным оборудованием.
(5) Установлено по направлению или против направления полета и оснащено энергопоглощающей опорой, которая рассчитана на поддержание рук, плеч, головы и позвоночника.
(6) Оснащено комбинированной привязной системой, состоящей из поясного и плечевых ремней с одноточечным приводом расстегивания. Должны быть предусмотрены средства для закрепления каждой привязной системы в неиспользуемом положении для предотвращения зацепления при быстром покидании самолета в аварийной ситуации.
(i) Каждый поясной привязной ремень должен быть оснащен запирающим устройством с металлическими контактирующими элементами.
(j) Если спинки кресел не обеспечивают устойчивую опору для рук, то вдоль каждого прохода должна быть рукоятка или поручень, позволяющие людям сохранять равновесие во время передвижения по проходу при умеренной болтанке.
(k) Каждый выступающий предмет, который может травмировать людей, сидящих или передвигающихся в самолете в условиях нормального полета, должен иметь мягкую обивку.
(l) Должно быть показано, что каждое переднее кресло инспектора, требуемое правилами эксплуатации, пригодно для использования при выполнении необходимой инспекции на маршруте.
25.787. Отсеки для размещения грузов и багажа
(a) Каждый отсек для размещения груза, багажа, предметов ручной клади и оборудования (такого, как спасательные плоты) и любой другой грузовой отсек должны быть рассчитаны на максимальную массу содержимого, указанную на их трафаретах, и критическое распределение нагрузки при соответствующих максимальных перегрузках, относящихся к установленным условиям нагружения в полете и на земле и к условиям аварийной посадки согласно 25.561(b), за исключением того, что к отсекам, расположенным ниже или впереди всех людей на самолете, не требуется прикладывать силы, установленные для аварийной посадки.
На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, каждый отсек для размещения должен быть полностью закрыт, кроме отсеков под креслами и над головой, служащих для удобства пассажиров.
(b) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения возникновения опасности от сдвига содержимого отсеков при действии нагрузок, установленных в пункте (a) настоящего параграфа.
Если в отсеках для размещения, в пассажирской кабине и кабине экипажа в качестве этого средства использована запираемая дверь, то в ее конструкции должны быть учтены износ и снижение качества, ожидаемые в условиях эксплуатации.
(c) Если в грузовом отсеке установлены лампы, то каждая лампа должна быть размещена так, чтобы исключалась возможность контакта между колбой лампы и грузом.
25.789. Фиксация отдельных масс в пассажирской кабине, кабине экипажа и буфетах
(a) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения возникновения опасности от сдвига каждой отдельной массы (которая является частью конструкции типа самолета) в пассажирской кабине, кабине экипажа или буфете под действием соответствующих максимальных перегрузок, относящихся к установленным в условиях нагружения в полете, на земле, а также к условиям 25.561(b) при аварийной посадке.
(b) Каждая система фиксации телефона внутренней связи должна быть спроектирована так, чтобы при воздействии перегрузок, установленных в 25.561(b)(3), телефон оставался в зафиксированном положении.
25.791. Информационные табло и трафареты для пассажиров
(a) Если курение запрещено, то должен быть, как минимум, один трафарет, уведомляющий об этом, удобочитаемый каждым человеком, сидящим в кабине. Если курение разрешено и кабина экипажа отделена от пассажирской кабины, то должно быть, как минимум, одно табло, уведомляющее о том, когда курение запрещено. Табло, уведомляющие о том, когда курение запрещено, должны включаться и выключаться членом летного экипажа и после включения должны быть удобочитаемыми каждым человеком, сидящим в кабине, при всех вероятных условиях освещения кабины.
(b) Табло, уведомляющие о том, когда должны быть застегнуты ремни на креслах, и установленные в соответствии с правилами эксплуатации, должны включаться и выключаться членом летного экипажа и после включения должны быть удобочитаемыми каждым человеком, сидящим в кабине, при всех вероятных условиях освещения кабины.
(c) На крышке каждого контейнера для горючих использованных материалов или рядом с ней должен быть размещен трафарет, указывающий, что использование этого контейнера для выбрасывания сигарет и т.п. запрещено.
(d) В туалетах должны быть трафареты "Не курить" или "В туалете не курить", расположенные на видном месте с обеих сторон входной двери, на ней или рядом с ней.
(e) Вместо букв разрешается использовать условные обозначения, ясно выражающие смысл надписи на табло или трафарете.
Поверхность пола всех помещений, которые в эксплуатации могут становиться мокрыми, должны обладать противоскользящими свойствами.
25.795. Обеспечение безопасности летного экипажа
(a) Защита кабины экипажа. На всех самолетах с максимальным сертифицированным взлетным весом свыше 45500 кг или с количеством пассажирских мест более 60 установка двери кабины экипажа должна быть спроектирована так, чтобы:
(1) Противостоять насильственному вторжению посторонних людей, не включенных в состав экипажа, и выдерживать как удары с энергией 300 Дж (300 Н.м) по критическим местам двери, так и статическую тянущую нагрузку 113,5 кг (1113 Н), приложенную к ручке или кнопке-ручке двери; и
(2) Противостоять проникновению пуль легкого ручного оружия и осколков взрывных устройств с параметрами, соответствующими параметрам следующих демонстрационных снарядов:
(i*) демонстрационный снаряд N 1. Пуля калибра 9 мм с полностью металлической оболочкой, круглой головкой, номинальной массой 8,0 г (124 грана) и относительной скоростью удара о преграду 436 м/с;
(ii*) демонстрационный снаряд N 2. Пуля калибра 10,9 мм с оболочкой головки с пустой полостью, номинальной массой 15,6 г (240 гран) и относительной скоростью удара о преграду 436 м/с.
(a) Если запрашивается сертификат на обеспечение аварийного приводнения, то самолет должен соответствовать требованиям настоящего параграфа, а также 25.807(e), 25.1411 и 25.1415(a).
(b) Должны быть приняты все практически осуществимые конструктивные меры, совместимые с общими характеристиками самолета, для сведения к минимуму вероятности того, что при аварийной посадке на воду поведение самолета вызовет непосредственное травмирование людей или не позволит им покинуть самолет.
(c) Вероятное поведение самолета при посадке на воду должно быть исследовано посредством испытаний модели или сравнения с самолетами подобных конструкций, характеристики приводнения которых известны. Должны быть учтены воздухозаборники, закрылки, выступающие элементы и любые другие факторы, которые, вероятно, повлияют на гидродинамические характеристики самолета.
(d) Должно быть показано, что при допустимо возможном состоянии водной поверхности время нахождения самолета на плаву и его сбалансированное положение позволят людям покинуть самолет и занять места в спасательных плотах, предусмотренные в 25.1415. Если соответствие этому требованию показано расчетами плавучести и остойчивости, то должны быть сделаны соответствующие допущения на вероятные повреждения конструкции и течи. Если на самолете имеются топливные баки (с возможностью слива топлива), которые, вероятно, могут выдержать приводнение без возникновения течи, то объем сливаемого топлива может рассматриваться как объем для обеспечения плавучести.
(e) Если влияния разрушений наружных дверей и иллюминаторов не учтены при исследовании вероятного поведения самолета при посадке на воду (как предписано в пунктах (c) и (d) данного параграфа), то наружные двери и иллюминаторы должны быть рассчитаны на восприятие вероятных максимальных местных давлений.
(a) Каждая зона размещения экипажа и пассажиров должна быть оснащена аварийными средствами, обеспечивающими быструю эвакуацию при аварийной посадке как с выпущенным, так и убранным шасси с учетом возможности пожара на самолете.
(c) Для самолетов с количеством пассажирских мест более 44 должно быть показано, что максимальное количество людей, на которое запрашивается сертификат, в том числе столько членов экипажа, сколько требуется правилами эксплуатации, может быть эвакуировано из самолета на землю в пределах 90 с при имитации аварийных условий. Соответствие этому требованию должно быть показано путем реальной демонстрации с использованием критериев испытаний, изложенных в Приложении J к настоящим Нормам, если только Компетентный орган не установит, что сочетание анализа и испытаний обеспечит данные, эквивалентные тем, которые можно получить путем реальной демонстрации.
(a) Тип. Применительно к настоящим Нормам определены следующие типы выходов:
(1) Тип I. Выход этого типа является выходом, расположенным на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 610 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусами закругления углов не более 203 мм.
(2) Тип II. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 1120 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм. Выходы типа II должны располагаться на уровне пола, если только они не находятся над крылом. В последнем случае они могут иметь порог внутри самолета высотой не более 254 мм, а снаружи самолета не более 432 мм.
(3) Тип III. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 510 мм и высотой не менее 915 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм и высотой порога внутри самолета не более 510 мм. Если выход находится над крылом, высота порога снаружи самолета не должна превышать 685 мм.
(4) Тип IV. Выход этого типа имеет прямоугольный проем шириной не менее 485 мм и высотой не менее 660 мм с радиусами закругления углов не более 160 мм. Выход типа IV должен располагаться над крылом и иметь высоту порога внутри самолета не более 735 мм и снаружи самолета не более 915 мм.
(5) Подфюзеляжный выход. Выход этого типа является выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и обшивку нижней части фюзеляжа. Размеры и физическая конфигурация выхода этого типа должны обеспечивать, как минимум, такую же скорость покидания, как и выход типа I (при нахождении самолета на земле в нормальном положении с выпущенным шасси).
(6) Выход в хвостовой части фюзеляжа. Выход этого типа является задним выходом из пассажирской кабины через герметичную перегородку и открываемый конус фюзеляжа за герметичной перегородкой. Средства открытия хвостового конуса должны быть простыми и очевидными для использования и должны требовать выполнения только одной операции.
(7) Тип A. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 1070 мм и высотой не менее 1830 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм.
(8) Тип B. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 813 мм и высотой не менее 1830 мм с радиусом закругления углов не более 152 мм.
(9) Тип C. Выход этого типа является выходом на уровне пола с прямоугольным проемом шириной не менее 762 мм и высотой не менее 1220 мм с радиусом закругления углов не более 254 мм.
(b) Высота порога. Применительно к настоящему параграфу, высота порога снаружи самолета означает фактическое расстояние между нижней кромкой требуемого проема и пригодной для использования опорой для ног, выступающей из фюзеляжа и достаточно большой, чтобы ее можно было эффективно использовать, не отыскивая взглядом или на ощупь.
(c) Выходы больших размеров. Могут быть использованы проемы больших размеров, чем установленные в настоящем параграфе, независимо от того, прямоугольной они формы или нет, если установленный прямоугольный проем может быть вписан в этот проем и основание вписанного прямоугольного проема соответствует требованиям по установленным высотам порога внутри и снаружи самолета.
(d) Асимметрия. Аварийные выходы в каждой паре выходов не обязательно должны располагаться диаметрально друг против друга или иметь одинаковые размеры, однако количество пассажирских мест, допускаемое согласно пункту (g) настоящего параграфа, основано на меньшем из двух выходов.
(e) Распределение. Аварийные выходы должны быть распределены так равномерно, как это практически возможно, учитывая распределение пассажирских кресел.
(1) Каждый требуемый аварийный выход для пассажиров должен быть доступен для них и расположен там, где он будет наиболее эффективным средством для эвакуации пассажиров.
(2) Если предписано наличие только одного аварийного выхода на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и на самолете не предусмотрен аварийный выход в хвостовой части фюзеляжа или подфюзеляжный аварийный выход, то выход на уровне пола должен быть расположен в задней части пассажирской кабины, если только другое его расположение не послужит более эффективным средством эвакуации пассажиров.
(3) Если предписано наличие более одного аварийного выхода на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и самолет не имеет грузопассажирской конфигурации, то на каждом борту должно быть расположено, по крайней мере, по одному аварийному выходу на уровне пола около каждого конца пассажирской кабины.
(4) На самолете, на котором требуется наличие более одного аварийного выхода для пассажиров на каждом борту фюзеляжа, ни один из аварийных выходов для пассажиров не должен находиться на расстоянии более 18,3 м от любого расположенного рядом аварийного выхода для пассажиров на том же борту этой же палубы фюзеляжа при измерении параллельно продольной оси самолета между ближайшими кромками выходов.
(g) Требуемые типы и количество выходов. Максимально допустимое количество пассажирских мест зависит от типа и количества аварийных выходов, предусмотренных на каждом борту фюзеляжа. За исключением ограничений, приведенных ниже в пунктах (g)(1) - (g)(9) данного параграфа, максимальное количество пассажирских мест, допустимое для каждого аварийного выхода конкретного типа, который предусмотрен на каждом борту фюзеляжа, определяется следующим:
(1) При количестве пассажирских мест от 1 до 9 на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один аварийный выход типа IV или больший надкрыльевой аварийный выход или, если надкрыльевые аварийные выходы не предусмотрены, то на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один аварийный выход, размеры которого соответствуют минимальным размерам выхода типа III.
(2) При количестве пассажирских мест более 9 каждый аварийный выход должен быть типа III или большим аварийным выходом.
(3) При количестве пассажирских мест от 10 до 19 на каждом борту фюзеляжа должен быть, по крайней мере, один выход типа III или больший аварийный выход.
(4) При количестве пассажирских мест от 20 до 40 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере два аварийных выхода, один из которых должен быть типа II или большим аварийным выходом.
(5) При количестве пассажирских мест от 41 до 110 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два аварийных выхода, один из которых должен быть типа I или большим аварийным выходом.
(6) При количестве пассажирских мест более 110 на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два аварийных выхода типа I или больших аварийных выхода.
(7) Для всех аварийных выходов типа III допускается в целом, как максимум, 70 пассажирских кресел, а для двух аварийных выходов типа III на каждом борту фюзеляжа, которые разделены более чем тремя рядами пассажирских кресел, допускается в целом, как максимум, 65 пассажирских кресел.
(8) Если предусмотрены аварийные выходы типа A, B или C, то на каждом борту фюзеляжа должно быть, по крайней мере, два выхода типа C или больших аварийных выхода.
(9) Если для пассажиров предусмотрен подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа и этот выход обеспечивает, как минимум, такую же скорость покидания, как и выход типа III при нахождении самолета в наиболее неблагоприятном для открытия выхода положении, обусловленном поломкой одной или более стоек шасси, то может быть допущено увеличение количества пассажирских мест в соответствии со следующим:
(i) для подфюзеляжного выхода - 12 дополнительных пассажирских мест;
(ii) для выхода в хвостовой части фюзеляжа с проемом в герметичной перегородке на уровне пола шириной не менее 510 мм и высотой не менее 1525 мм с радиусами закругления углов не более 178 мм, оснащенного одобренным вспомогательным средством в соответствии с 25.810(a) - 25 дополнительных пассажирских мест;
(iii) для выхода в хвостовой части фюзеляжа с проемом в герметичной перегородке, который, как минимум, эквивалентен аварийному выходу типа III по размерам и высоте порога внутри и снаружи и верхняя кромка которого находится на высоте не менее 1420 мм от пола пассажирской кабины - 15 дополнительных пассажирских мест.
(h) Другие выходы. Следующие аварийные выходы также должны соответствовать применимым требованиям параграфов 25.809 - 25.812 и быть легкодоступными:
(1) Каждый аварийный выход в пассажирской кабине, предусмотренный сверх минимально требуемого количества аварийных выходов.
(2) Любой другой выход или дверь на уровне пола, которые доступны из пассажирской кабины и имеют такие же размеры, как и выход типа II, или большие размеры, но ширину менее 1170 мм.
(3) Любой другой подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа для пассажиров.
(i) Аварийные выходы для пассажиров при вынужденной посадке на воду. Независимо от того, запрашивается ли сертификат на обеспечение вынужденной посадки на воду или нет, должны быть предусмотрены аварийные выходы, используемые при аварийном приводнении и соответствующие следующим требованиям:
(1) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее, за исключением кресел пилотов, один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа IV.
(2) На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, один выход на каждом борту самолета выше ватерлинии, соответствующий по размерам, как минимум, выходу типа III на каждый блок (или часть блока) из 35 пассажирских мест, но не менее двух таких выходов в пассажирской кабине: по одному на каждом борту самолета.
Отношение количества пассажирских мест к количеству выходов может быть увеличено, если показано, что за счет использования выходов большего размера или других средств обеспечена возможность улучшения условий эвакуации при аварийном приводнении.
(3) Если нецелесообразно располагать бортовые выходы выше ватерлинии, то они должны быть заменены равным количеством легкодоступных верхних люков размерами не менее размеров выхода типа III, кроме самолетов с количеством пассажирских мест 35 или менее, за исключением кресел пилотов, на которых два требуемых бортовых выхода типа III могут быть заменены только одним верхним люком.
(j) Аварийные выходы для летного экипажа. На самолетах, на которых расположение аварийных выходов для пассажиров относительно зоны размещения летного экипажа не обеспечивает удобные и легкодоступные средства эвакуации, и на всех самолетах с количеством пассажирских мест более 20, выходы для летного экипажа должны быть расположены в зоне размещения летного экипажа. Такие выходы должны быть достаточных размеров и располагаться так, чтобы обеспечивалась быстрая эвакуация экипажа. На каждом борту самолета должно быть предусмотрено по одному выходу или, как альтернатива, должен быть предусмотрен верхний люк. Каждый выход должен представлять собой беспрепятственный прямоугольный проем размерами не менее 485 x 510 мм, если достаточная приемлемость выхода не может быть продемонстрирована типичным членом экипажа.
25.809. Устройство аварийных выходов
(a) Каждый аварийный выход, включая каждый аварийный выход летного экипажа, должен представлять собой подвижную дверь или крышку люка в наружных стенках фюзеляжа, обеспечивающую беспрепятственный выход наружу. Кроме того, каждый аварийный выход должен иметь средство, обеспечивающее обзор условий снаружи закрытого выхода. Средство обзора должно быть расположено на выходе или рядом с ним при условии отсутствия препятствий между выходом и средством обзора. Средство также должно обеспечивать осмотр зоны на земле, с которой возможен контакт эвакуирующихся людей, при всех условиях ее освещения, как при выпущенном шасси, так и при всех вариантах поломки шасси.
(b) Каждый аварийный выход должен открываться изнутри и снаружи, за исключением аварийных выходов в виде сдвижных форточек в зоне размещения летного экипажа, которые не обязательно должны открываться снаружи, если другие одобренные выходы обеспечивают удобный и легкий доступ в зону размещения летного экипажа. Должна быть обеспечена возможность открытия каждого аварийного выхода при отсутствии деформации фюзеляжа:
(1) При нахождении самолета на земле в нормальном положении и в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси; и
(2) В интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия до момента полного открытия выхода; и
(3) Даже при возможном скоплении людей у двери внутри самолета.
(c) Средства открытия аварийных выходов должны быть простыми и очевидными для использования, не требовать приложения чрезмерных усилий и должны быть расположены и маркированы так, чтобы их можно было легко найти и привести в действие даже в темноте.
На аварийных выходах летного экипажа могут быть использованы внутренние средства открытия, требующие выполнения последовательных действий (таких, как действия с двумя ручками или замками или освобождение предохранительных стопоров), если можно установить приемлемым образом, что эти устройства просты и очевидны для использования членами экипажа, подготовленными к их использованию.
(d) Если основной системой управления более чем одним выходом в аварийной ситуации является единый силовой привод или единая силовая система, то в случае отказа основной системы каждый выход должен удовлетворять требованиям пункта (b) данного параграфа. Приемлемо управление выходом вручную (в случае отказа основной системы).
(e) Соответствие каждого аварийного выхода требованиям пунктов (b) и (c) данного параграфа должно быть показано испытаниями или сочетанием анализа и испытаний.
(f) Каждая наружная дверь должна быть расположена там, где люди, пользующиеся ею, не подвергались опасности от воздушных винтов при соблюдении соответствующих правил эксплуатации.
(g) Должно быть обеспечено сведение к минимуму вероятности заклинивания аварийных выходов в результате деформации фюзеляжа при аварийной посадке самолета.
(h) Если требуется правилами эксплуатации, на любом турбореактивном самолете, перевозящем пассажиров, каждый подфюзеляжный выход и выход в хвостовой части фюзеляжа должны быть:
(1) Спроектированы и изготовлены так, чтобы они не могли быть открыты во время полета; и
(2) Маркированы трафаретом, удобочитаемым с расстояния 760 мм и размещенным в заметном месте около средств открытия выхода, который уведомляет, что выход спроектирован и изготовлен так, что не может быть открыт в полете.
(i) Каждый аварийный выход должен иметь средство фиксации в открытом положении после его открытия в аварийной ситуации. Средство не должно требовать отдельного действия для фиксации открытого выхода и должно обеспечивать расфиксацию выхода от целенаправленного действия человека.
25.810. Вспомогательные средства и пути аварийного покидания
(a) Каждый ненадкрыльевой выход типа A, B или C и любой другой ненадкрыльевой выход сухопутного самолета, расположенный на высоте более 1830 мм над землей при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси, должны быть оснащены одобренными средствами, помогающими людям спускаться на землю.
(1) Вспомогательными средствами для каждого аварийного выхода для пассажиров должны быть самоподдерживающийся аварийный трап или эквивалентное средство; при этом для выходов типа A или B они должны выдерживать два параллельных потока одновременно эвакуирующихся людей. Кроме того, вспомогательные средства должны быть рассчитаны на выполнение следующих требований:
(i) они должны автоматически вводиться в действие, причем ввод в действие должен начинаться в интервале времени с момента приведения в действие средств открытия выхода изнутри самолета до момента полного открытия выхода. Однако каждый аварийный выход для пассажиров, который является также входной пассажирской или служебной дверью, должен быть оснащен средствами, предотвращающими ввод в действие вспомогательных средств при открытии выхода изнутри или снаружи при нормальном использовании в неаварийных условиях;
(ii) за исключением вспомогательных средств, установленных на выходах типа C, они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 6 с после начала ввода их в действие. Вспомогательные средства, установленные на выходах типа C, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выхода;
(iii) после полного ввода в действие они должны иметь такую длину, чтобы нижний конец самостоятельно опирался на землю и чтобы обеспечивалась безопасная эвакуация людей на землю при поломке одной или более стоек шасси;
(iv) они должны обладать способностью вводиться в действие и после полного ввода в действие оставаться пригодными (с помощью только одного человека) для безопасной эвакуации людей на землю при ветре 13 м/с, направленном под наиболее критическим углом;
(v) для каждой установки системы (смонтированной на макете или самолете) должно быть выполнено пять безотказных последовательных экспериментов по вводу в действие и наполнению (для каждого выхода), причем, как минимум, три эксперимента в каждой такой серии должны быть выполнены с использованием одного типового образца устройства. Типовые устройства должны быть введены в действие и наполнены основными средствами системы после воздействия инерционных сил, установленных в 25.561(b). Если в процессе требуемых испытаний откажет или не будет нормально функционировать любая часть системы, то причина отказа или неисправности должна быть устранена надежным способом и затем снова выполнена серия из пяти безотказных последовательных экспериментов по вводу в действие и наполнению.
(2) Вспомогательными средствами для аварийных выходов летного экипажа могут быть канат или любые другие средства, продемонстрировавшие пригодность для этого назначения. Если вспомогательным средством является канат или, одобренное устройство, эквивалентное канату, они должны:
(i) крепиться к конструкции фюзеляжа на верхней части проема аварийного выхода или над ней или, для аварийных выходов в виде форточек пилотов, в другом одобренном месте, если сложенное устройство или его крепление снижают обзор пилотам в полете;
(ii) выдерживать (вместе с креплением) статическую нагрузку 180 кгс.
(b) Для каждого аварийного выхода для пассажиров типа A или B, расположенного над крылом и имеющего порог, требуются вспомогательные средства для спуска из кабины на крыло, если не может быть показано, что выход без вспомогательных средств обеспечивает скорость покидания, по крайней мере, такую же, как и выход этого же типа, расположенный не над крылом. В случае установки вспомогательных средств на аварийных выходах типа C они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выходов. На всех выходах остальных типов они должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 6 с от момента начала введения их в действие.
(c) От каждого надкрыльевого аварийного выхода должны быть установлены пути покидания с нескользким покрытием (за исключением поверхностей закрылков, пригодных для соскальзывания). Если не предусмотрены средства упорядочения потока эвакуирующихся, то:
(1) Ширина пути покидания от аварийных выходов типа A или B для пассажиров или от любого общего пути покидания от двух аварийных выходов для пассажиров типа III должна быть не менее 1070 мм и от всех других аварийных выходов для пассажиров не менее 610 мм; и
(2) Поверхность пути покидания должна иметь отражательную способность не менее 80% и должна быть обозначена маркировкой с отношением контрастностей поверхности и маркировки не менее 5:1.
(d) Должны быть предусмотрены средства, помогающие эвакуирующимся спуститься на землю из всех выходов типа C, расположенных над крылом, и из всех выходов других типов, если место на конструкции самолета, на котором заканчивается путь покидания, требуемый в пункте (c) данного параграфа, находится на высоте более 1830 мм над землей при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.
(1) Если путь покидания проходит по закрылку, то высота расположения его задней кромки должна быть измерена при взлетном или посадочном положении в зависимости от того, при каком положении высота над землей больше.
(2) Вспомогательные средства должны быть пригодны для использования и самостоятельно поддерживаться при поломке одной или более стоек шасси и при ветре 13 м/с, направленном под наиболее критическим углом.
(3) Вспомогательные средства, предусмотренные для каждого пути покидания, ведущего от аварийного выхода типа А или В, должны обеспечивать два параллельных потока одновременно эвакуирующихся людей, а вспомогательные средства, ведущие от всех выходов других типов, должны выдерживать столько параллельных потоков эвакуирующихся, сколько требуют пути покидания.
(4) Вспомогательные средства, предусмотренные для каждого пути покидания, который ведет от выхода типа С, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие средств открытия выхода, а вспомогательные средства, предусмотренные для всех выходов других типов, должны автоматически занимать рабочее положение в интервале времени 10 с от момента приведения в действие системы их установки в рабочее положение.
(e) Если на входной двери для пассажиров, которая классифицируется как аварийный выход для пассажиров, установлен эксплуатационный трап, то он должен быть спроектирован так, чтобы эффективность аварийного покидания самолета пассажирами не снижалась при следующих условиях:
(1) После воздействия на дверь, встроенный трап и приводной механизм инерционных нагрузок, установленных в 25.561(b)(3), действующих раздельно относительно окружающей конструкции.
(2) При нахождении самолета на земле в нормальном положении и в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.
25.811. Маркировка аварийных выходов
(a) Каждый аварийный выход для пассажиров, средства подхода к нему и средства его открытия должны иметь хорошо различимую маркировку.
(b) Обозначение и расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должны обеспечивать его распознавание на расстоянии, равном ширине кабины.
(c) Должны быть предусмотрены средства, помогающие людям найти выходы в условиях плотного дыма.
(d) Расположение каждого аварийного выхода для пассажиров должно быть обозначено табло, видным людям при приближении по основному продольному проходу для пассажиров (или проходам). Должны быть:
(1) Табло расположения аварийного выхода для пассажиров над проходом (или проходами) около каждого аварийного выхода для пассажиров или в другом месте наверху, если это более практично из-за малой высоты кабины, но одно табло может служить для более чем одного выхода, если каждый выход может быть хорошо виден от табло.
(2) Маркировочное табло аварийного выхода для пассажиров рядом с каждым аварийным выходом для пассажиров, но одно табло может служить для двух таких выходов, если оба выхода могут быть хорошо видны от табло; и
(3) Табло на каждой переборке или перегородке, препятствующей обзору вперед и назад вдоль пассажирской кабины, для указания аварийных выходов, находящихся за переборкой или перегородкой и закрытых ими, но если это невозможно, то табло может быть расположено в другом подходящем месте.
(e) Расположение рукоятки управления и инструкции по открытию выходов изнутри самолета должны быть обозначены следующим образом:
(1) Каждый аварийный выход для пассажиров должен иметь маркировку на выходе или около него, которая удобочитаема с расстояния 760 мм.
(2) Рукоятка управления каждым аварийным выходом для пассажиров типа A, B, C или типа I должна быть:
(i) самосветящейся с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м2; или
(ii) размещена на заметном месте и хорошо освещена аварийным освещением даже в условиях скопления людей около выхода.
(4) Каждый аварийный выход для пассажиров типа A, B, C, I или II с запирающим механизмом, открываемым вращательным движением рукоятки, должен быть маркирован:
(i) красной стрелкой шириной не менее 20 мм с основанием острия вдвое большей ширины, занимающей не менее 70° длины дуги, радиус которой примерно равен 3/4 длины рукоятки;
(ii) так, чтобы осевая линия рукоятки выхода находилась на расстоянии 
25 мм от острия стрелки после того, как рукоятка будет полностью повернута и откроет запирающий механизм; и
(iii) надписью "Открыто", написанной буквами красного цвета высотой 25 мм горизонтально около острия стрелки.
(f) Каждый аварийный выход, который должен открываться снаружи, и средства его открытия должны быть маркированы снаружи самолета. Кроме того:
(1) Наружная маркировка каждого аварийного выхода для пассажиров на борту фюзеляжа должна иметь цветную полосу шириной 50 мм, окантовывающую выход.
(2) Каждая наружная маркировка, включая полосу, должна быть контрастного цвета для легкого ее отличия от окружающей поверхности фюзеляжа. Контраст должен быть таким, чтобы при отражательной способности более темного цвета 15% или менее, отражательная способность более светлого цвета была не менее 45%. Отражательной способностью является отношение светового потока, отраженного телом, к световому потоку, воспринимаемому телом. Если отражательная способность более темного цвета превышает 15%, то должна быть обеспечена разница, как минимум, в 30% между этой отражательной способностью и отражательной способностью более светлого цвета.
(3) На других выходах, отличающихся от выходов на бортах фюзеляжа, таких, как подфюзеляжный выход или выход в хвостовой части фюзеляжа, наружные средства открытия, в том числе инструкции, если они предусмотрены, должны быть четко маркированы красной или ярко-желтой краской, если цвет фона такой, что красный цвет не различается. Если средства открытия расположены только на одной стороне фюзеляжа, то на другой стороне должна быть предусмотрена хорошо заметная маркировка с указанием этой особенности.
(g) В надписи на каждом табло, требуемом пунктом (d) данного параграфа, может быть использовано слово "Выход" вместо термина "Аварийный выход".
(a) Должна быть установлена система аварийного освещения, не зависящая от основной системы освещения. Однако источники общего освещения кабины могут быть общими для обеих систем - аварийной и основной, если энергоснабжение системы аварийного освещения не зависит от энергоснабжения основной системы освещения. Система аварийного освещения должна включать в себя:
(1) Освещаемые табло расположения и маркировки аварийных выходов, источники общего освещения кабины, внутреннее освещение зон аварийных выходов и расположенную вблизи пола маркировку пути покидания.
(2) Наружное аварийное освещение.
(1) На самолетах с количеством пассажирских мест 10 или более, за исключением кресел пилотов, должны удовлетворять следующим требованиям:
(i) каждое табло расположения аварийного выхода для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(1), и каждое маркировочное табло аварийного выхода для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(2), должно иметь надпись красными буквами высотой не менее 38 мм на освещенном белом фоне и должны иметь площадь не менее 135 см2 без букв. Соотношение контрастностей между освещенным фоном и буквами должно быть не менее 10:1. Отношение высоты букв к толщине линий не более 7:1, но не менее 6:1. Эти табло должны иметь внутреннее электрическое освещение с яркостью фона не менее 85 кд/м2 и равномерностью свечения фона не более 3:1;
(ii) каждое табло указания аварийных выходов для пассажиров, требуемое в 25.811(d)(3), должно иметь надпись буквами красного цвета высотой не менее 38 мм на белом фоне, имеющем площадь не менее 135 см2 без букв. Эти табло должны иметь внутреннее электрическое освещение или быть самосветящимися за счет неэлектрических средств и должны иметь начальную яркость не менее 1,3 кд/м2. Цвета могут быть изменены на противоположные, если табло являются самосветящимися за счет неэлектрических средств.
(2) На самолетах с количеством пассажирских мест 9 или менее, за исключением кресел пилотов, табло, требуемые в 25.811(d)(1), (2) и (3), должны иметь надпись буквами красного цвета высотой не менее 25 мм на белом фоне высотой не менее 50 мм. Эти табло могут иметь внутреннее электрическое освещение или быть самосветящимися за счет неэлектрических средств с начальной яркостью не менее 0,5 кд/м2. Цвета могут быть изменены на противоположные, если табло является самосветящимся за счет неэлектрических средств.
(c) Должно быть обеспечено такое общее освещение пассажирской кабины, чтобы средний уровень освещенности был не менее 0,55 лк при измерении вдоль оси основного(ых) продольного(ых) прохода(ов) для пассажиров и поперечного(ых) прохода(ов) между основными проходами на высоте подлокотников кресел с интервалами 1000 мм и чтобы уровень освещенности был не менее 0,1 лк внутри каждого интервала в 1000 мм. Основным(и) проходом(ами) для пассажиров считается(ются) проход(ы), проходящий(е) вдоль фюзеляжа от наиболее переднего аварийного выхода для пассажиров или кресла в кабине, в зависимости от того, что расположено наиболее впереди, до наиболее заднего аварийного выхода для пассажиров или кресла в кабине, в зависимости от того, что расположено наиболее позади.
(d) Должно быть обеспечено освещение пола прохода для пассажиров, ведущего к каждому аварийному выходу для пассажиров на уровне пола, между основными проходами и проемами выходов не менее 0,22 лк при измерении по линии, параллельной полу на высоте 150 мм от него и проходящей по центру пути эвакуации пассажиров.
(e) Расположенная вблизи пола маркировка пути аварийного покидания должна служить ориентиром для пассажиров при аварийной эвакуации, когда все источники освещения на высоте более 1220 мм от пола прохода в кабине полностью затемнены. В условиях ночной темноты расположенная вблизи пола маркировка пути аварийного покидания должна давать каждому пассажиру возможность:
(1) После оставления пассажирского кресла визуально идентифицировать путь аварийного покидания вдоль пола прохода в кабине до первых выходов или пары выходов впереди и позади кресла; и
(2) Легко обнаруживать каждый выход от пути аварийного покидания, ориентируясь только на маркировки и визуальные признаки на высоте не более 1220 мм от пола кабины.
(f) За исключением подсистем, которые предусмотрены в соответствии с пунктом (h) данного параграфа, служат для не более чем одного вспомогательного средства, не зависят от основной системы аварийного освещения самолета и автоматически приводятся в действие при установке вспомогательного средства в рабочее положение, система аварийного освещения должна быть рассчитана на следующее:
(1) Лампы должны включаться вручную с рабочего места летного экипажа и с такого места в пассажирской кабине, которое легкодоступно с обычного кресла бортпроводника.
(2) Для летного экипажа должна быть предусмотрена сигнальная лампа, которая загорается, когда питание на самолете включено, а управляющее устройство системы аварийного освещения не взведено.
(3) Управляющее устройство в кабине экипажа должно иметь положения "Включено", "Выключено" и "Взведено" для того, чтобы после взведения в кабине экипажа или включения либо в кабине экипажа, либо с рабочего места бортпроводника лампы либо загорались, либо продолжали гореть при прерывании нормального электроснабжения на самолете (за исключением прерывания, вызванного поперечным вертикальным разделением фюзеляжа при посадке с аварией). Должны быть предусмотрены средства для предотвращения непреднамеренного переключения управляющего устройства из положений "Взведено" или "Включено".
(g) Должно быть предусмотрено следующее наружное аварийное освещение:
(1) На каждом надкрыльевом аварийном выходе освещенность должна составлять:
(i) не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на площади 0,186 м2, на которую эвакуирующийся, вероятно, сделает первый шаг вне кабины;
(ii) не менее 0,55 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на ширине не менее 1070 мм для надкрыльевого аварийного выхода Типа A и 610 мм для других надкрыльевых аварийных выходов вдоль 30% нескользкой части пути покидания, требуемого в 25.810(c), которая наиболее удалена от выхода; и
(iii) не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся, используя установленный путь покидания, сделает первый шаг, при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.
(2) На каждом ненадкрыльевом аварийном выходе, для которого согласно 25.810(a) не требуются вспомогательные средства для спуска на землю, освещенность должна быть не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на поверхности земли, на которую эвакуирующийся, вероятно, сделает первый шаг вне кабины, при нахождении самолета на земле с выпущенным шасси.
(h) Средства, требуемые в 25.810(a) и (d), для облегчения спуска людей на землю, должны быть освещены так, чтобы установленные в рабочее положение вспомогательные средства были видны из самолета.
(1) Если вспомогательные средства освещаются системой наружного аварийного освещения, то она должна обеспечивать освещенность не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательных средств, установленных в рабочее положение, с помощью которых эвакуирующийся, используя установленный путь покидания, сделает первый шаг на землю, при нахождении самолета в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.
(2) Если подсистема аварийного освещения, освещающая вспомогательные средства, не обслуживает другие вспомогательные средства, не зависит от основной системы аварийного освещения самолета и автоматически приводится в действие при установке вспомогательных средств в рабочее положение, то осветительные средства:
(i) должны сохранять расчетные характеристики в уложенном состоянии; и
(ii) должны обеспечивать освещенность не менее 0,32 лк (при измерении перпендикулярно направлению падающего света) на находящемся на земле конце вспомогательных средств, установленных в рабочее положение, с помощью которых эвакуирующийся сделает первый шаг на землю, при нахождении самолета в каждом из положений, соответствующих поломке одной или более стоек шасси.
(i) Энергоснабжение каждого устройства аварийного освещения должно обеспечивать требуемый уровень освещенности, как минимум, в течение 10 мин после аварийной посадки при критических окружающих условиях.
(j) Если для энергоснабжения системы аварийного освещения используются аккумуляторные батареи, то они могут подзаряжаться от основной системы электропитания самолета, если зарядная цепь спроектирована так, что предотвращается возможность случайной разрядки батарей при неисправностях зарядной цепи.
(k) Элементы системы аварийного освещения (включая аккумуляторы, проводку, реле, лампы и переключатели) должны нормально работать после воздействия инерционных сил, указанных в 25.561(b).
(l) Система аварийного освещения должна быть спроектирована так, чтобы после любого единичного поперечного вертикального разделения фюзеляжа при посадке с аварией:
(1) Выходило из строя не более 25% всех электрических аварийных ламп, требуемых данным параграфом, в дополнение к тем лампам, которые непосредственно повреждены при разрыве.
(2) Оставалось работоспособным каждое электрически освещаемое табло выхода, требуемое в 25.811(d)(2), кроме непосредственно поврежденных при разрыве; и
(3) Оставалась работоспособной, как минимум, одна из требуемых ламп наружного аварийного освещения на каждом борту фюзеляжа, кроме непосредственно поврежденных при разрыве.
25.813. Подход к аварийным выходам
Каждый требуемый аварийный выход должен быть доступен для пассажиров и расположен там, где он будет служить эффективным средством эвакуации. Распределение аварийных выходов должно быть, по возможности, равномерным, учитывая размещение пассажиров, однако не требуется, чтобы размеры и расположение выходов на обоих бортах кабины были симметричными.
Если предписан только один выход на уровне пола на каждом борту фюзеляжа и самолет не имеет аварийного выхода в хвостовой части фюзеляжа или подфюзеляжного аварийного выхода, то выход на уровне пола должен располагаться в задней части пассажирской кабины, если только другое расположение не послужит более эффективным средством эвакуации пассажиров.
Если на каждом борту предписано более одного выхода на уровне пола, то, по крайней мере, по одному выходу на уровне пола с каждого борта фюзеляжа должно быть расположено около каждого конца кабины; это требование не относится к грузопассажирским конфигурациям.
(a) Должны быть предусмотрены проходы, ведущие от ближайшего основного продольного прохода к каждому аварийному выходу типа A, B, C, I или II, и между отдельными пассажирскими отсеками. Каждый проход, ведущий к выходу типа A или B, должен быть беспрепятственным и иметь ширину не менее 915 мм. Проходы между отдельными пассажирскими отсеками и проходы, ведущие к аварийным выходам типа I, II или C, должны быть беспрепятственными и иметь ширину не менее 510 мм.
Если не предусмотрено два или более основных продольных проходов, то каждый выход типа A или B должен быть расположен так, чтобы пассажиры перемещались к этому выходу как спереди, так и сзади. Если предусмотрено два или более основных продольных проходов, то должны быть беспрепятственные поперечные проходы шириной не менее 510 мм между основными продольными проходами. Должны быть:
(1) Поперечный проход, ведущий непосредственно к каждому проходу между ближайшим основным продольным проходом и выходом типа A или B; и
(2) Поперечный проход, ведущий к непосредственной близости к каждому проходу между ближайшим основным продольным проходом и выходом типа I, II или III, за исключением случая, когда два выхода типа III расположены друг за другом в пределах трех рядов пассажирских кресел, для которого может быть использован один поперечный проход, если он ведет к близости между проходами от ближайшего продольного прохода к каждому выходу.
(b) Должно быть предусмотрено достаточное пространство, чтобы член(ны) экипажа мог(ли) оказывать помощь пассажирам при эвакуации, с соблюдением следующих требований:
(1) Каждое вспомогательное пространство должно представлять прямоугольник на полу кабины и иметь достаточные размеры, чтобы член экипажа, стоя прямо, мог оказывать эффективную помощь эвакуирующимся. Вспомогательное пространство не должно уменьшать беспрепятственную ширину прохода для пассажиров ниже требуемой для выхода.
(2) Для каждого выхода типа A или B вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с обеих сторон выхода, независимо от того, требуется или нет оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(a).
(3) Для каждого выхода типа C, I или II на самолетах с количеством пассажирских мест более 80 вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с одной стороны прохода для пассажиров, независимо от того, требуется или нет оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(a).
(4) Для каждого выхода типа C, I или II вспомогательное пространство должно быть предусмотрено с одной стороны прохода для пассажиров, если требуется оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(a).
(5) Для любого выхода в хвостовой части фюзеляжа, который классифицируется на 25 дополнительных пассажирских мест в соответствии с положениями 25.807(g)(9)(ii), должно быть предусмотрено вспомогательное пространство, если требуется оснащение выхода вспомогательным средством в соответствии с 25.810(a).
(6) На каждом вспомогательном пространстве должны быть предусмотрены ручка или ручки, расположенные так, чтобы член экипажа, пользуясь ими, мог сохранять устойчивое положение при:
(i) приведении в действие вспомогательного средства вручную (если это необходимо) и
(ii) оказании помощи пассажирам в процессе эвакуации.
(c) Для каждого аварийного выхода типа III или IV:
(1) Должен быть обеспечен подход от ближайшего продольного прохода к каждому выходу. Кроме того, на самолетах с количеством пассажирских мест 60 или более для каждого аварийного выхода типа III;
(i) за исключением, указанным в пункте (c)(1)(ii) данного параграфа, подход должен быть обеспечен посредством беспрепятственного прохода шириной не менее 255 мм для компоновки, в которой ближайшие ряды кресел в проходе со стороны выхода имеют не более двух кресел, или шириной не менее 510 мм для компоновки, в которой эти ряды имеют три кресла. Ширина прохода должна измеряться при отклонении ближайших к выходу кресел в наиболее неблагоприятное положение. Осевая линия прохода требуемой ширины не должна быть смещена более чем на 125 мм по горизонтали относительно осевой линии выхода;
(ii) вместо одного прохода шириной 255 или 510 мм могут быть обеспечены два прохода только между рядами кресел, которые должны быть шириной не менее 155 мм и вести к свободному пространству непосредственно около каждого выхода. (Смежные выходы не должны иметь общего прохода). Ширина прохода должна измеряться при отклонении ближайших к выходу кресел в наиболее неблагоприятное положение. Свободное пространство, примыкающее к выходу, должно простираться по вертикали от пола до потолка (или нижней поверхности боковых багажных полок) на расстоянии от выхода внутрь кабины, не меньшее, чем ширина самого узкого пассажирского кресла, установленного на самолете, а по горизонтали - между внешними кромками обоих проходов. Проем выхода должен быть полностью в пределах передней и задней границ свободного пространства.
(2) В дополнение к обеспечению подхода:
(i) на самолетах с количеством пассажирских мест 20 или более проекция проема предусмотренного выхода должна быть беспрепятственной и должно быть исключено влияние на открытие выхода кресел, спальных мест или других выступающих элементов (в том числе любых спинок кресел в наиболее неблагоприятном положении) на расстоянии от выхода, не меньшем, чем ширина самого узкого пассажирского кресла, установленного на самолете;
(ii) на самолетах с количеством пассажирских мест 19 или менее в этой зоне могут находиться небольшие препятствия, если имеются компенсирующие факторы для сохранения эффективности выхода.
(3) Для каждого выхода типа III, независимо от пассажировместимости самолета, должны быть предусмотрены трафареты, которые:
(i) должны быть удобочитаемыми для всех людей, сидящих рядом и лицом к проходу до выхода;
(ii) должны точно указывать или иллюстрировать правильный способ открытия выхода, включая использование захватов для рук; и
(iii) если выход является люком со съемной крышкой, должны указывать массу крышки и устанавливать соответствующее место размещения крышки после снятия.
(d) Если для подхода к любому требуемому аварийному выходу с любого кресла в пассажирской кабине необходимо пройти через проход между пассажирскими кабинами, то этот проход должен быть беспрепятственным. Однако могут быть использованы шторы, если они допускают свободное движение по проходу.
(e) Между любым пассажирским креслом, занимаемым на взлете и посадке, и любым аварийным выходом для пассажиров не может быть установлена дверь, такая, как дверь, пересекающая любой путь аварийного покидания самолета (включая продольные, поперечные проходы, проходы к выходам).
(f) Если необходимо пройти через дверной проем, отделяющий любое кресло члена экипажа (исключая кресла в кабине экипажа), занимаемое при взлете и посадке, от любого аварийного выхода, то дверь должна иметь средства ее фиксации в открытом положении. Средства фиксации должны выдерживать нагрузки при воздействии на дверь расчетных инерционных сил относительно окружающей конструкции, указанных в 25.561(b).
25.815. Ширина продольного прохода
Ширина продольного прохода в любой точке между креслами должна быть равна (или превосходить) значениям, указанным в таблице.
10 или менее <*> | 305 <*> | |
--------------------------------
<*> Может быть одобрен более узкий проход, но не менее 230 мм, если будут проведены достаточные испытания, которые Компетентный орган сочтет необходимыми.
25.817. Максимальное количество кресел в ряду
На самолетах, имеющих только один продольный проход для пассажиров, в любом одном ряду с каждой стороны прохода должно быть установлено не более трех кресел.
25.819. Служебные помещения нижней палубы (в том числе буфеты)
На самолеты со служебным помещением, расположенным ниже основной палубы, которое может быть занято людьми в процессе руления или полета, но не во время взлета или посадки, распространяется следующее:
(a) Должны быть предусмотрены, как минимум, два маршрута аварийной эвакуации (по одному на каждом конце каждого служебного помещения нижней палубы или два с достаточным разделением в пределах каждого помещения), которые могут быть использованы каждым человеком в служебном помещении нижней палубы для быстрой эвакуации на верхнюю палубу при обычном и аварийном освещении. Маршруты должны обеспечивать эвакуацию недееспособных людей с посторонней помощью. Использование маршрутов эвакуации не может зависеть от любых устройств с приводами.
Маршруты должны быть рассчитаны на минимизацию возможности их блокирования, которое может явиться результатом пожара, механического или конструктивного отказа или расположения людей в верхней част