23.177. Статическая путевая и поперечная устойчивость

(a)(1) Статическая путевая устойчивость, проявляющаяся как тенденция к выходу из скольжения без крена при освобождении руля направления, должна быть обеспечена при любом положении шасси и закрылков, соответствующих конфигурациям для взлета, набора высоты, крейсерского полета, захода на посадку и посадки. Она должна быть показана при работе двигателя(ей) на режиме вплоть до максимального продолжительного и на скоростях от 1,2V_S1 вплоть до V_FE, V_LE, V_NO, V_FC/M_FC, что приемлемо, для каждой конфигурации самолета.

(2) Угол скольжения при этих испытаниях должен соответствовать типу самолета. На углах скольжения, вплоть до таких, при которых используется полное отклонение руля направления или достигается ограничение усилия на рычагах управления, установленное в параграфе 23.143 НЛГ 23 (в зависимости от того, что случится первым), на скоростях от 1,2V_S1 до V_A, не должно возникать обратных усилий на педалях руля направления.

(b)(1) Статическая поперечная устойчивость, проявляющаяся как тенденция поднять опущенное крыло при скольжении с освобожденной системой управления элероном, должна быть обеспечена при всех положениях шасси и закрылков, соответствующих взлету, набору высоты, крейсерскому полету, заходу на посадку и посадке. Она должна быть показана с двигателем(ями), работающим(ми) на режиме вплоть до режима 75% максимальной продолжительной мощности, на скоростях от 1,2V_S1 для взлетной конфигурации и от 1,3V_S1 для других конфигураций вплоть до максимальной допустимой скорости для исследуемой конфигурации (V_FE, V_LE, V_NO, V_FC/M_FC) при взлете, наборе высоты, крейсерском полете и заходе на посадку. Для посадочной конфигурации мощность двигателя(ей) должна соответствовать прямолинейному полету с углом снижения 3°.

(2) Не должно быть статической поперечной неустойчивости на скорости 1,2V_S1 для взлетной конфигурации и 1,3V_S1 для других конфигураций.

(3) В этих испытаниях угол крена должен соответствовать типу самолета; при этом угол скольжения не должен быть меньше получаемого в прямолинейном полете с креном 10° или, если он меньше, должен соответствовать максимальному углу крена, достигаемому при полном отклонении руля направления или при усилии на педалях 68 кгс.

(c) Пункт (b) настоящего параграфа не применяется к самолетам акробатической категории, для которых одобрен режим перевернутого полета.

(a*) Для самолетов многоцелевой категории, предназначенных для выполнения фигур высшего пилотажа, и для самолетов акробатической категории допускается небольшая поперечная статическая неустойчивость самолета, если имеется положительная оценка пилотом этой характеристики.

(d)(1) В прямолинейном полете с установившимся скольжением на скорости 1,2 V_S1 при любых положениях шасси и закрылков, соответствующих взлету, набору высоты, крейсерскому полету, заходу на посадку и посадке, и для любой мощности двигателя(ей), вплоть до 50% максимальной продолжительной, и при перемещении рычагов управления элеронами и рулем направления усилия на них должны неуклонно возрастать (но не обязательно в постоянной пропорции) по мере увеличения угла скольжения, вплоть до максимального значения, соответствующего данному типу самолета.

(2) При больших углах скольжения, вплоть до угла, при котором используется полное отклонение руля направления или элеронов или достигается ограничение по усилиям на рычагах управления, установленное в параграфе 23.143 НЛГ 23, не должен возникать реверс усилий на органах управления. При выдерживании постоянного курса скольжение должно сопровождаться достаточным креном.

(3) Быстрый ввод в максимальное скольжение и вывод из него не должны приводить к характеристикам неуправляемого полета.