25.331. Условия симметричных маневров

(a) Методика. Для расчета маневров, указанных в пунктах (b) и (c) данного параграфа, применяются следующие положения:

(1) В случаях, когда рассматривается резкое отклонение органов управления, расчетная скорость отклонения поверхности управления не должна быть меньше скорости, которую может создать пилот при помощи системы управления.

(2) При определении углов отклонения руля высоты и при распределении нагрузок по хорде в условиях выполнения маневров, указанных в пунктах (b) и (c) данного параграфа, должно быть принято во внимание влияние соответствующих угловых скоростей тангажа. Должны быть рассмотрены как условия сбалансированного полета, так и условия разбалансировки, определенные в 25.255.

(b) Условия установившегося маневра. В предположении, что самолет уравновешен с нулевым угловым ускорением относительно поперечной оси, рассматриваются условия маневра от позиции 1 до 7 на огибающей условий полета при маневрах, приведенной в 25.333(b).

(c) Условия маневра по тангажу. Должны быть исследованы условия, указанные в пунктах (c)(1) и (2) данного параграфа. Движение управляющих поверхностей по тангажу может быть уточнено с учетом ограничений по максимальным усилиям пилота, указанным в 25.397(c), по упорам в системе управления и по любым косвенным эффектам, вызванным ограничениями в выходных характеристиках системы управления (например, ограничения скорости отклонения бустеров).

(1) Максимальное отклонение управляющей поверхности на скорости V_A. Самолет рассматривается на режиме установившегося горизонтального полета [позиция 8 в 25.333(b)] и штурвал (ручка) резко отклоняется с целью создания предельного положительного ускорения тангажа (кабрирования). При определении нагрузки на хвостовое оперение должна быть принята во внимание реакция самолета на отклонение поверхности управления. Не требуется рассматривать нагрузки на самолет, действующие после того, как нормальная перегрузка в центре тяжести достигнет значения, равного положительной эксплуатационной маневренной перегрузке, или нормальная составляющая результирующей нагрузки на оперение достигнет максимума, в зависимости от того, что наступает раньше.

(2) Контролируемый маневр между скоростями V_A и V_D. Должно быть рассмотрено выполнение следующих маневров при отклонении поверхностей управления тангажом. Самолет первоначально находится в полете в уравновешенном состоянии с перегрузкой n_I = 1 при любой скорости в диапазоне от V_A до V_D. Необходимо исследовать контролируемые продольные маневры до значений перегрузки n_II и n_III, при этом перегрузки достигают максимальной величины в переходном режиме.

; , но ,

где:

; и (см. 25.337).

Принимается, что маневры выполняются следующим образом: штурвал (ручка) резко отклоняется в одном направлении, затем в другом до положения, наиболее удаленного от исходного положения, прежде чем возвращается к нему. Зависимость отклонения штурвала (ручки) X по времени может быть представлена в виде:

,

где:

X_M - амплитуда отклонения штурвала (ручки);

- круговая частота незатухающих собственных короткопериодических колебаний самолета как жесткого тела, но не менее чем , где T = 4V_A / V [с], а V_A - расчетная маневренная скорость и V - рассматриваемая скорость; при этом обе скорости выражаются в одинаковых единицах.

Как правило, достаточно проанализировать 3/4 периода отклонения, предполагая, что возвращение штурвала (ручки) производится более плавно. Амплитуда отклонения штурвала (ручки) X_M подбирается так, чтобы максимальное значение перегрузки в центре тяжести самолета достигало величины не менее (по абсолютной величине), чем n_II при начальном отклонении на себя или n_III при начальном отклонении от себя, если этому не препятствуют ограничения, указанные выше в пункте (c). Однако, если эти перегрузки не достигаются при максимально возможном с учетом ограничений в системе управления отклонении штурвала (ручки), следует расчеты провести при больших значениях X_M, но фактические значения X устанавливаются с учетом этих ограничений ("усеченная синусоида").

Примечания: 1. Если аэродинамические характеристики самолета имеют существенную нелинейность, величину можно определять путем линеаризации характеристик при параметрах движения, соответствующих установившемуся горизонтальному полету. При этом следует дополнительно рассмотреть маневры при частотах, отличных от "линеаризированной" частоты на 10% с соблюдением указанного ограничения.

2. Величину следует определять с учетом имеющейся на самолете системы автоматического управления (САУ) как при нормальном ее функционировании, так и при отказном состоянии.