25.571. Оценка допустимости повреждений и усталостной прочности конструкции

(a) Общие положения. Оценка прочности, уровня проектирования и качества производства должна показать, что аварийной или катастрофической ситуации из-за усталости, коррозии, дефектов производства или случайного повреждения можно избежать в течение всего времени эксплуатации самолета. Эта оценка должна быть проведена для каждой части конструкции (такой, как крыло, оперение, поверхности управления и их системы, фюзеляж, установка двигателя, шасси и их основные узлы крепления), разрушение которой может привести к аварийной или катастрофической ситуации в соответствии с требованиями пунктов (b) и (e) данного параграфа, а также для случаев, указанных в пункте (c) данного параграфа. При проведении оценки должны быть использованы соответствующие запасы (коэффициенты надежности). Для турбореактивных и турбовинтовых самолетов следует также провести анализ частей конструкции, повреждение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации, в соответствии с пунктом (d) данного параграфа.

(1) Каждый анализ, проводимый в соответствии с требованиями данного параграфа, должен основываться на:

(i) типовом спектре нагрузок, температурах и влажностях, ожидаемых в эксплуатации;

(ii) перечне основных силовых элементов и отдельных узлов конструкции (и их критических мест), разрушение которых может привести к аварийной или катастрофической ситуации;

(iii) результатах испытаний, как правило, натурных, и расчетах основных силовых элементов конструкции и отдельных узлов, указанных в подпункте (a)(1)(ii) данного параграфа.

(2) При проведении анализа, требуемого настоящим параграфом, можно использовать результаты испытаний и опыт эксплуатации самолетов аналогичной конструкции, принимая во внимание различие условий и методов эксплуатации.

(3) На основании результатов оценки, предусмотренной требованиями данного параграфа, должны быть установлены осмотры или другие процедуры, необходимые для предотвращения отказа, приводящего к аварийной или катастрофической ситуации, и включены в раздел "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, разрабатываемых в соответствии с требованиями параграфа 25.1529 НЛГ 25. Предусмотренные требованиями данного параграфа ограничения срока действия инженерных данных для обоснования требований к программе технического обслуживания конструкции (LOV), выраженные в величине допустимой наработки (в часах налета или числе полетов или одновременно в обеих единицах), должны быть также включены в раздел "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, предусмотренных требованиями параграфа 25.1529 НЛГ 25. Должны быть установлены пороги начала осмотров и их периодичность на основе расчета и/или испытаний по определению длительности роста трещины в предположении, что конструкция содержит начальный дефект максимального вероятного размера, являющийся результатом повреждения при производстве или техническом обслуживании, для следующих видов конструкций:

(i) для конструкций с однопутной передачей нагрузок;

(ii) для безопасно разрушающихся конструкций с многопутной передачей нагрузки и для безопасно разрушающихся конструкций со стопперами трещин, если не будет продемонстрировано, что потеря пути передачи нагрузки, частичное разрушение или задержка трещины будут до разрушения оставшейся конструкции обнаружены и отремонтированы в процессе нормального обслуживания, осмотров или других работ на самолете.

(4) Кроме того, необходимо разработать базовую программу контроля коррозии и предотвращения коррозии (СРСР). Разработанная в соответствии с подпунктом (a)(3) данного параграфа документация и Программа СРСР должны периодически уточняться на основе учета и анализа результатов исследований, испытаний и накапливаемого опыта эксплуатации самолетов данного типа. Должна быть определена процедура, обеспечивающая надежность и своевременность такого учета.

(b) Оценки допустимости повреждений. Оценка должна включать определение возможных мест и видов повреждений, связанных с усталостью, коррозией или случайным повреждением. В оценке должны быть учтены результаты расчетов прочности при действии статических и повторяющихся нагрузок, подтвержденные результатами испытаний, и (если имеется) опытом эксплуатации. Следует специально рассмотреть обширное усталостное повреждение для тех конструкций, для которых такой тип повреждения возможен. Должны быть установлены LOV, соответствующие допустимой наработке (выраженной в часах налета или числе полетов или одновременно в обеих единицах), в течение которой продемонстрировано, что обширное усталостное повреждение не возникнет. Демонстрация должна быть основана на результатах полномасштабных натурных усталостных испытаний. Сертификат типа может быть выдан до завершения полномасштабных натурных усталостных испытаний при условии, что имеется одобренный Уполномоченным органом план завершения необходимых испытаний. В этом случае, в разделе "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, предусмотренных требованиями параграфа 25.1529 НЛГ 25, на период до завершения усталостных испытаний должно быть указано временное ограничение предельно допустимой наработки самолета в эксплуатации, величина которой не должна превышать эквивалентного числа циклов, равного половине числа циклов, достигнутого при усталостных испытаниях. При определении допустимой степени повреждения для оценки остаточной прочности в любой момент времени эксплуатации самолета должны учитываться возможности для первоначального обнаружения повреждения и его последующего роста под действием повторяющихся нагрузок. Оценка остаточной прочности должна показать, что сохранившая целостность конструкция способна выдержать нагрузки (рассматриваемые как статические расчетные нагрузки), соответствующие следующим условиям:

(1) Эксплуатационным условиям симметричных маневров, указанным в параграфе 25.337 НЛГ 25 на всех скоростях вплоть до V_C, и в параграфе 25.345 НЛГ 25.

(2) Эксплуатационным условиям при порывах ветра, указанным в параграфе 25.341 НЛГ 25 при всех предписанных скоростях вплоть до V_C, и в параграфе 25.345 НЛГ 25.

(3) Эксплуатационным условиям при крене, указанным в параграфе 25.349 НЛГ 25, и эксплуатационным условиям при несимметричных нагрузках, указанным в параграфах 25.367 и 25.427 НЛГ 25 при скоростях до V_C.

(4) Эксплуатационным условиям при полете со скольжением, указанным в пунктах 25.351(a), (b) и (d) НЛГ 25 при скоростях до V_c.

(5) Для герметических кабин:

(i) нормальному, ожидаемому в эксплуатации перепаду давления в сочетании с ожидаемым внешним аэродинамическим давлением, действующим одновременно с полетными нагрузками, указанными в подпунктах (b)(1) - (b)(4) данного параграфа, если они оказывают значительное влияние;

(ii) максимальной величине нормального, ожидаемого в эксплуатации избыточного давления (включая ожидаемое внешнее аэродинамическое давление при перегрузке 1,0), умноженной на коэффициент 1,15 без учета всех других нагрузок.

(6) Для шасси и частей конструкции планера, находящихся под непосредственным воздействием сил на шасси, - эксплуатационным условиям нагружения, указанным в параграфах 25.473, 25.491 и 25.493 НЛГ 25.

Должны быть рассмотрены также другие сочетания нагрузок, если они являются расчетными для определенных элементов конструкции.

Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждений с учетом требований подпункта 25.629(b)(2) НЛГ 25.

(c) Оценка безопасного ресурса по условиям усталости. Выполнение указаний, изложенных в подпунктах (a)(3) и (b) данного параграфа, в том числе по установлению сроков осмотров, не требуется, если Заявитель докажет, что требования допустимости повреждений для данной конструкции практически невыполнимы. Для такой конструкции должно быть показано соответствующим анализом на основании результатов испытаний и расчетов, что она способна выдерживать переменные нагрузки, ожидаемые в пределах времени эксплуатации, без возникновения обнаруживаемых повреждений. До тех пор, пока не будут завершены все испытания, необходимые для соблюдения данного пункта, время замены, указанное в разделе "Ограничения летной годности" инструкций по поддержанию летной годности, не может превышать эквивалентного числа циклов, достигнутого при усталостных испытаниях, деленного на соответствующий коэффициент надежности для безопасного ресурса.

(d) Усталостная прочность при акустических нагрузках. Расчетом, подтвержденным результатами испытаний или опытом эксплуатации самолетов аналогичной конструкции и с аналогичными условиями по акустическим нагрузкам, должно быть показано, что:

(1) Появление усталостных трещин от акустических нагрузок в любой детали конструкции самолета, подверженной акустическому воздействию, не является вероятным; или

(2) Аварийная или катастрофическая ситуация из-за трещин от акустических нагрузок в предположении, что нагрузки, указанные в пункте (b) данного параграфа, приложены ко всем зонам, где возможно возникновение этих трещин, не является вероятной.

(e) Оценка допустимого повреждения (дискретный источник). Конструкция самолета должна быть такой, чтобы было обеспечено успешное завершение полета, во время которого возможно ее повреждение в результате:

(1) Столкновения с птицей (условия нагружения - см. параграф 25.631 НЛГ 25).

(2) Удара не локализованной лопастью вентилятора.

(3) Разлета не локализованных обломков двигателя; или

(4) Разлета нелокализованных обломков агрегатов с роторами, обладающими большой кинетической энергией.

Поврежденная конструкция должна выдерживать статические нагрузки (рассматриваемые как расчетные), которые разумно ожидать во время происшествия и в процессе завершения полета. Рассматривать динамический эффект от этих статических нагрузок не требуется. Корректирующие действия пилота после происшествия, такие, как ограничение маневрирования, обход турбулентности и уменьшение скорости, могут рассматриваться. Если после повреждения конструкции или ее частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии или того и другого вместе, должно быть проведено дополнительное исследование влияния этих изменений на допустимость повреждения с учетом требований подпункта 25.629(b)(2) НЛГ 25.