25.629. Требования к аэроупругой устойчивости

(a) Общие положения.

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 Уполномоченный 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 V_D/M_D от высоты. При этом надлежащие запасы устойчивости должны существовать на всех скоростях вплоть до V_D/M_D и не должно быть большого или резкого падения устойчивости при приближении к V_D/M_D. Если M_D меньше 1,0 на всех расчетных высотах, то увеличение скорости можно ограничить числом Маха, равным 1,0.

Примечание. Допускается снижение запаса по скорости до 15%, если верификация расчетной модели показывает хорошую сходимость с результатами трубных, частотных и летных испытаний, в части определения критических форм и частот флаттера, и самолет оборудован системой защиты от превышения скорости полета.

(2) Для случаев, перечисленных в пункте 25.629(d) НЛГ 25, - все комбинации допустимых высот и скоростей вплоть до скорости, которая принимается как большая из скоростей, получаемых:

(i) зависимостью V_D/M_D, определенной в соответствии с пунктом 25.335(b) НЛГ 25; или

(ii) зависимостью скоростей от высоты, получающейся добавлением к V_C 15% индикаторной скорости при постоянной высоте на высотах от уровня моря до пересечения линии 1,15 V_C с продолжением линий постоянного крейсерского числа Маха (M_C), затем линейным изменением индикаторной скорости до величины M_C + 0,05 на наименьшей высоте пересечения V_C и M_C, затем на больших высотах, вплоть до максимальной высоты полета, граница определяется прибавлением 0,05 к M_C при постоянной высоте, и

(iii) отказные состояния в определенных системах должны трактоваться в соответствии с требованиями параграфа 25.302 НЛГ 25.

(3) Запас по скорости следует определять в зависимости от вероятности отказных состояний систем, подпадающих под требования параграфа 25.302 НЛГ 25.

(a*) При всех полетных весах, на всех высотах и скоростях от нулевой до расчетной скорости пикирования V_D/M_D 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.

Рис. 1

(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 подпунктах (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 параграфом 25.571 НЛГ 25. Единичные повреждения конструкции, заданные в подпунктах (d)(4) и (d)(5) данного параграфа, нет необходимости рассматривать при доказательстве соответствия данному параграфу, если:

(9) Следующие комбинации отказов системы управления полетом, в которых аэроупругая устойчивость зависит от жесткости и/или демпфирования системы управления полетом:

(i) любой двойной отказ гидравлической системы;

(ii) любой двойной отказ электрической системы; и

(iii) любой одиночный отказ в сочетании с любым вероятным гидравлическим или электрическим отказом.

(10) Любое повреждение или отказ, рассматриваемые в параграфах 25.631, 25.671, 25.672 и 25.1309 НЛГ 25.

(11) 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 V_DF/M_DF 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 V_DF/M_DF, что нет большого и быстрого падения демпфирования при приближении к V_DF/M_DF. 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 подпункте (b)(2) данного параграфа, максимальная скорость при таких летных испытаниях может быть не выше V_FC/M_FC.