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 0 <= s <= 2H,

U(s) = 0 для s > 2H, где

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м;

U_ds - индикаторная скорость порыва, задаваемая в подпункте (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 V_C и V_D следует рассмотреть достаточное число значений градиентных участков порыва H в диапазоне от 9,2 м (30 футов) до 106,8 м (350 футов) с тем, чтобы найти критическую реакцию для каждой нагрузки.

(4) Расчетная скорость порыва определяется следующей формулой:

, где

U_ref - эффективная индикаторная скорость порыва, задаваемая в подпункте (a)(5) данного параграфа, м/с;

F_g - коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета и задаваемый в подпункте (a)(6) данного параграфа.

(5) Рассматриваются следующие значения эффективных скоростей порывов:

(i) на скоростях полета между V_B и V_C: на уровне моря положительная и отрицательная эффективная индикаторная скорость порыва равна 17,07 м/с (56,0 фут/с). Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно уменьшено от 17,07 м/с (56,0 фут/с) на уровне моря до 13,41 м/с (44,0 фут/с) на высоте 4572 м (15000 футов). Значение эффективной индикаторной скорости порыва может быть линейно еще уменьшено с 13,41 м/с (44,0 фут/с) на высоте 4572 м (15000 футов) до 6,3 м/с (20,68 фут/с) на высоте 18288 м (60000 футов);

(ii) на расчетной скорости V_D: значение эффективной скорости порыва составляет 0,5 от значения, приведенного выше в подпункте (a)(5)(i) данного параграфа.

(6) Коэффициент снижения порыва F_g должен линейно увеличиваться с высотой от величины на уровне моря до величины, равной 1,0, на максимальной эксплуатационной высоте (см. параграф 25.1527 НЛГ 25). На уровне моря коэффициент снижения порыва в зависимости от профиля полета определяется следующим выражением:

F_g = 0,5 (F_gz + F_gm), где

F_gz = 1 - (Z_mo / 76200);

;

R₁ - отношение максимального посадочного веса к максимальному взлетному весу;

R₂ - отношение максимального веса без топлива к максимальному взлетному весу;

Z_mo - максимальная высота полета, возможная в эксплуатации (см. параграф 25.1527 НЛГ 25), 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. Расчетные условия воздействия непрерывной турбулентности должны быть использованы для определения динамической реакции самолета на вертикальную и боковую непрерывную турбулентность, если не предлагается более рациональный метод. Динамический анализ должен учитывать нестационарные аэродинамические характеристики и все существенные степени свободы конструкции, включая движения твердого тела.

Эксплуатационные нагрузки должны быть определены в соответствии со следующим:

должны быть рассмотрены все критические высоты, веса, распределение веса в соответствии с указаниями в пункте 25.321(b) НЛГ 25 и все критические скорости внутри интервалов, описанных в подпункте (b)(3) настоящего параграфа.

(1) За исключением предусмотренного в подпунктах (b)(4) и (b)(5) данного параграфа, должно использоваться следующее уравнение:

,

где:

P_L - эксплуатационная нагрузка;

- нагрузка для условия горизонтального полета с перегрузкой 1,0;

- отношение среднеквадратического значения нагрузки к среднеквадратическому значению скорости турбулентности; и

- эксплуатационная интенсивность турбулентности, выраженная в терминах истинной воздушной скорости, указанная в подпункте (b)(3) данного параграфа.

(2) Значения должны быть определены по следующей формуле:

,

где:

- функция частотной характеристики, определенная динамическим анализом, которая связывает нагрузки в конструкции самолета с атмосферной турбулентностью; и

- нормализованная спектральная плотность энергии порывов атмосферной турбулентности, задаваемая в виде:

где:

- пространственная частота, рад/м (рад/фут);

L - масштаб турбулентности = 762 м (2500 футов).

(3) Величинами эксплуатационных интенсивностей турбулентности, , в м/с (фут/с), выраженными в терминах истинной воздушной скорости, требуемые для соответствия настоящему параграфу, являются:

(i) при скоростях полета самолета между V_B и V_C:

где:

- эффективная интенсивность (истинная скорость порывов) турбулентности, которая изменяется линейно с высотой от 27,43 м/с (90 фут/с TAS) на уровне моря до 24,08 м/с (79 фут/с TAS) на высоте 7315 м (24000 футов) и затем остается постоянной и равной 24,08 м/с (79 фут/с TAS) до высоты 18288 м (60000 футов); и

Fg - коэффициент снижения порыва, определяемый профилем полета, задаваемый в подпункте (a)(6) данного параграфа;

(ii) при скорости V_D величина равна 1/2 значений, полученных в соответствии с требованиями подпункта (b)(3)(i) данного параграфа;

(iii) при скоростях между V_C и V_D величина определяется линейной интерполяцией;

(iv) на всех скоростях должны быть рассмотрены как положительные, так и отрицательные приращения нагрузок от непрерывной турбулентности.

(4) Если в анализе учтена автоматическая система, влияющая на динамическую реакцию самолета, то влияние нелинейности системы на эксплуатационные нагрузки должно быть принято в расчет реалистичным методом или в запас.

(5) [Зарезервирован].

(c) Дополнительные условия порыва для двигателей, установленных на крыле

Для самолетов, оборудованных двигателями, установленными на крыле, крепления двигателя, пилоны и поддерживающая конструкция крыла, должны быть спроектированы на максимальную реакцию в центре тяжести установки двигателя, полученную из следующих динамических условий порыва, примененных к самолету:

(1) Дискретный порыв, определенный в соответствии с пунктом 25.341(a) НЛГ 25, действующий под любым углом по нормали к траектории полета, и отдельно.

(2) Пара дискретных порывов, один вертикальный и один боковой. Длина каждого из этих порывов должна быть независимо настроена так, чтобы получить максимальную реакцию в соответствии с пунктом 25.341(a) НЛГ 25. Вход самолета в область комбинированного порыва и фазирование вертикальных и боковых составляющих порывов должно быть установлено так, чтобы получить максимальную реакцию на пару порывов. При отсутствии более рационального анализа, должна использоваться следующая формула для каждой из максимальных нагрузок на установку двигателя по всем шести степеням свободы:

где:

P_L - эксплуатационная нагрузка;

- - нагрузка для условия горизонтального полета с перегрузкой 1,0;

L_V - максимум приращения реакции нагрузки от вертикального порыва согласно пункту 25.341(a) НЛГ 25; и

L_L - максимум приращения реакции нагрузки от бокового порыва согласно пункту 25.341(a) НЛГ 25.