23.629. Флаттер, дивергенция, реверс органов управления, аэроупругая устойчивость самолета при взаимодействии с системой управления

(a) Должно быть доказано специальными исследованиями (расчетами, испытаниями моделей, частотными испытаниями планера или его частей), что во всем диапазоне полетных весов самолета и на всех высотах полета исключена возможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции до скорости 1,2 V_D/1,2 M_D, ограниченной числом Маха, равным 1,0.

(1) Это требование должно выполняться как при исходном варианте конструкции, так и при изменении некоторых ее параметров, влияющих на критическую скорость флаттера. Перечень параметров и степень их изменения устанавливается на основе опыта обеспечения отсутствия флаттера аналогичных конструкций и по результатам проведения специальных исследований, но в их число обязательно должны быть включены:

(i) Жесткость на кручение и расстояние от оси жесткости до центра тяжести сечений основной поверхности.

(ii) Демпфирование, весовая балансировка и жесткость проводки управления (а также люфт в ней) для всех органов управления.

(2) Результаты расчетов и испытаний моделей должны быть скорректированы по результатам частотных испытаний самолета или его частей.

(3) Фактическая весовая балансировка всех органов управления должна подтверждаться в соответствии со специальной инструкцией.

(a*) Расчеты и испытания моделей должны быть выполнены так, чтобы определить как симметричные, так и асимметричные формы флаттера и чувствительность форм флаттера к определяющим параметрам.

(b) Для доказательства отсутствия флаттера разрешается использовать результаты специальных летных испытаний на флаттер, проводимых вплоть до скорости V_D. В этих испытаниях должно быть показано, что:

(1) Имело место необходимое для возбуждения лимитирующих форм флаттера и достаточное по уровню и темпу внешнее воздействие вплоть до скорости V_D/M_D или V_DF/M_DF для самолетов с ТРД.

(2) Колебания конструкции самолета, возникающие вследствие внешних воздействий, указывают на отсутствие флаттера.

(3) Имеется необходимый уровень демпфирования вплоть до скорости V_D/M_D или V_DF/M_DF для самолетов с ТРД.

(4) Не имеется большого и резкого падения демпфирования при приближении к скорости V_D/M_D или V_DF/M_DF для самолетов с ТРД.

(5) Летная проверка отсутствия флаттера обязательна, если схема самолета необычна или в результате проведенных исследований по пунктам (a) и (a*) настоящего параграфа имеет место одно из следующих условий:

(i) Флаттер возникает при скорости полета менее 1,25V_D.

(ii) Имеется резкая зависимость критической скорости флаттера от определяющего параметра.

(iii) Имеется несоответствие между результатами расчетного и экспериментального исследований.

(c) [Зарезервирован]

(d) Возможно использование упрощенных методов исследования флаттера способом, согласованным с Уполномоченным органом, если:

(1) V_D/M_D для самолета менее 480 км/ч (индикаторная скорость) и менее числа M = 0,5.

(2) Крыло самолета не несет больших сосредоточенных масс, таких, как двигатели, поплавки или концевые топливные баки.

(3) Самолет:

(i) Не имеет Т-образного или других нетрадиционных схем хвостовых оперений.

(ii) Не имеет необычного распределения массовых характеристик или других конструктивных отличий, не позволяющих использовать упрощенные методы исследований.

(iii) Не имеет полностью поворотных стабилизатора или киля.

(e) Для винтовых самолетов с двигателями на крыле динамическая схема должна учитывать наличие значительных аэродинамических, инерционных, упругих и демпфирующих сил, действующих на воздушный винт, двигатель и узлы его крепления. Отсутствие флаттера должно быть обеспечено не только для исходного состояния этих параметров, но и при некотором их изменении.

(f) Должно быть доказано отсутствие флаттера, дивергенции и реверса органов управления вплоть до скорости V_D:

(1) Для самолетов, удовлетворяющих условиям пунктов (d)(1), (d)(2) и (d)(3) настоящего параграфа, после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой вспомогательной системе управления (триммер, кинематический сервокомпенсатор и т.п.).

(2) Для остальных типов самолетов - после любого единичного разрушения, отказа или рассоединения в любой основной системе управления и в любой вспомогательной системе управления, а также в системе противофлаттерного демпфера.

(g) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев безопасного разрушения, приведенных в параграфах 23.571 и 23.572 НЛГ 23, должно быть доказано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости V_D/M_D при усталостном повреждении или частичном, заведомо обнаруживаемом, разрушении одного из основных элементов конструкции.

(h) Для самолетов, соответствующих требованиям критериев допустимости повреждения, приведенным в параграфах 23.573 и 23.574 НЛГ 23, должно быть показано расчетом или испытаниями, что исключена возможность возникновения флаттера до скорости V_D/M_D при повреждении, для которого показано, что остаточная прочность достаточна.

(i) При изменении типовой конструкции, которое может повлиять на флаттерные характеристики, невозможность возникновения флаттера, реверса органов управления и дивергенции может быть доказана только на основе анализа, основанного на ранее одобренных материалах.

(a*) При всех предусмотренных конфигурациях и для всех полетных весов, высот и режимов полета, начиная с наземных и вплоть до полета на скорости V_D/M_D, должна быть обеспечена устойчивость самолета при взаимодействии конструкции планера с механической и автоматической системой управления в диапазоне частот упругих колебаний планера.

Для обеспечения данной устойчивости амплитудно-фазовая частотная характеристика (АФЧХ) разомкнутого контура "самолет - система управления" должна удовлетворять следующему условию: при изменении аргумента (фазы) в пределах от -60° до +60° модуль (амплитуда) АФЧХ не должен превышать 0,5. Положение критической точки частотного критерия устойчивости принято в правой полуплоскости (см. рис. 1).

Рис. 1

При этом, если в результате проведенных расчетных и наземных исследований установлено, что при нахождении АФЧХ в правой полуплоскости ее модуль превышает 0,3, выполнение указанного выше условия должно быть обязательно подтверждено результатами летных испытаний.