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, углах отклонения элеронов и перемещения органов управления креном в кабине пилотов (кроме тех случаев, когда отклонения и перемещения 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. Для самолетов, оборудованных электронным управлением, где движение поверхностей управления не имеет прямого отношения к перемещению устройств управления в кабине пилотов, эти условия должны рассматриваться в комбинации с перегрузкой самолета в диапазоне от нуля до двух третьих эксплуатационной маневренной перегрузки, принятой при расчете самолета на прочность. При определении потребных углов отклонения элеронов следует учитывать влияние упругости крыла в соответствии с пунктом 25.301(c) НЛГ 25.

(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 V_A предполагается резкое отклонение элеронов до упора.

(3) При скорости V_C угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не меньше достигнутой при условиях подпункта (a)(2) данного параграфа.

(4) При скорости V_D угол отклонения элеронов должен быть таким, чтобы обеспечить угловую скорость крена, которая была бы не менее 1/3 величины, достигнутой при условиях подпункта (a)(2) данного параграфа.

(5) Для самолетов, оборудованных электронным управлением полетом, где перемещение поверхностей управления не имеет прямого отношения к перемещению устройств управления в кабине пилотов, вместо подпунктов (a)(2), (a)(3) и (a)(4) данного параграфа, применяется следующее:

(i) при скорости V_A предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов до упора. Положение органа управления по крену в кабине пилотов должно сохраняться до достижения установившейся угловой скорости крена, а затем он резко переводится в нейтральное положение;

(ii) при скорости V_C предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов и удерживаться так, чтобы получить величину угловой скорости крена не менее, чем достигнута в подпункте (a)(5)(i) данного параграфа. Возвращение органа управления по крену в кабине пилотов в нейтральное положение начинается сразу по достижении установившейся величины угловой скорости крена;

(iii) при скорости V_D предполагается резкое перемещение органа управления по крену в кабине пилотов и удерживаться так, чтобы получить величину угловой скорости крена не менее одной трети от полученной в подпункте (a)(5)(i) данного параграфа.

Условия, указанные в этом пункте, должны быть исследованы без каких-либо корректирующих действий по управлению рысканием (начатым пилотом или системой) для обеспечения максимального скольжения, и, как отдельное условие, с корректирующими действиями управления рысканьем (начаты пилотом или системой) для наиболее возможного снижения скольжения. Первое условие (при отсутствии всяких корректирующих действий по управлению рысканием) может быть рассмотрено как отказное состояние по параграфу 25.302 НЛГ 25.

(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 пункту 25.341(a) НЛГ 25, или из максимальных аэродинамических нагрузок на крыло, определенных косвенным путем по вертикальной перегрузке, рассчитанной по пункту 25.341(a) НЛГ 25. 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 V_F в сочетании с перегрузкой n = 1,5. Должно быть исследовано установившееся и неустановившееся вращение в соответствии с подпунктом (a)(1) данного параграфа.