Приложение G

РАСЧЕТНЫЕ УСЛОВИЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НЕПРЕРЫВНОЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ

Излагаемые в данном Приложении 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.

Следующие требования применяются при расчете нагрузок:

(a) Эксплуатационные нагрузки от порывов, следуя концепции непрерывной турбулентности, должны быть определены в соответствии с условиями пункта (b) данного Приложения.

(b) Расчет по огибающей порывов. Эксплуатационные нагрузки должны быть определены в соответствии со следующим:

(1) Должны быть рассмотрены все критические высоты, веса, распределение веса в соответствии с указаниями 25.321(b) и все критические скорости внутри интервалов, описанных в пункте (b)(3) данного Приложения.

(2) Значения (отношение среднеквадратического значения нагрузки к среднеквадратическому значению скорости порыва) должны быть определены с помощью динамического анализа. Спектральная плотность атмосферной турбулентности должна определяться в соответствии со следующим уравнением:

,

где:

Ф - спектральная плотность порывов, (м/с²)/(рад/м);

- среднеквадратическое значение скорости порыва, м/с;

- пространственная частота (рад/м);

L - масштаб турбулентности, L = 760 м.

(3) Эксплуатационные нагрузки должны быть получены путем умножения величины , полученной динамическим анализом, на следующие величины скорости порыва :

(i) при скорости V_C истинная скорость порыва равна 25,9 м/с для высот от 0 до 9150 м и линейно уменьшается до истиной скорости, равной 9,1 м/с на высоте 24400 м. Если Компетентный орган считает, что рассматриваемая конструкция самолета аналогична конструкции, имеющей большой опыт удовлетворительной эксплуатации, допускается выбирать значение при скорости V_C меньшим, чем 25,9 м/с, но не менее величины 22,8 м/с, при уменьшении по линейному закону от выбранного значения на высоте 6096 м до 9,1 м/с на высоте 24400 м. При оценке аналогичности конструкций следует принимать во внимание следующие факторы:

(A) передаточная функция новой конструкции не должна при сравнении с аналогичной конструкцией иметь необычные характеристики, которые могли бы оказать существенное влияние на динамическую реакцию самолета на воздействие турбулентности; например, не должно быть совмещения резонансных пиков, которое может привести к значительному увеличению нагрузок;

(B) типовой полет нового самолета должен быть в основном эквивалентен типовому полету самолета аналогичной конструкции;

(C) должно быть показано соответствие выбранных значений скорости .

(ii) при скорости V_B величина равна 1,32 значений, полученных в соответствии с требованиями пункта (b)(3)(i) настоящего Приложения;

(iii) при скорости V_D величина равна 1/2 значений, полученных в соответствии с требованиями пункта (b)(3)(i) настоящего Приложения;

(iv) при скоростях между V_B и V_C и между V_C и V_D величина определяется линейной интерполяцией.

(4) Если в анализе учтена система повышения устойчивости самолета, влияние нелинейности системы на эксплуатационные нагрузки должно быть принято в расчет реалистичным методом или в запас.

(c) [Зарезервирован].

(d) [Зарезервирован].